Галлай Марк Лазаревич Полет самолета с неполной и несимметричной тягой -------------------------------------------------------------------------------- Издание: Галлай М. Л. Полет самолета с неполной и несимметричной тягой. — М., «Машиностроение», 1970, — 192 стр. Scan: Danila - Master of Science (M.Sc.) in Physics Аннотация издательства: В книге исследуется движение многодвигательного самолета с неполной и несимметричной тягой в результате отказа двигателей. Рассматриваются вероятностные характеристики такого полета, влияние на него различных внешних факторов и аэродинамических параметров самолета, установившийся полет по маршруту, заход на посадку, посадка и взлет с частично вышедшей из строя силовой установкой. Специальная глава посвящена Нормам летной годности самолета, регламентирующим его характеристики в случаях отказа двигателей, и методам их проверки при летных испытаниях. Особое внимание при изложении материала уделено раскрытию физики явлений, обусловливающих возмущенное движение самолета. Книга рассчитана как на инженеров конструкторских бюро, испытательных станций и эксплуатирующих организаций, так и на летный состав. Вместе с тем она будет полезна преподавателям и студентам авиационных учебных заведений. Табл. 3. Иллюстр. 85. Библ. 23 назв. Книга в формате DjVu (300dpi) — 1598 кб Книга в формате DjVu (600dpi) — 3251 кб Невыправленный текст в формате TXT — 421 кб Предисловие (стр. 3) Введение (стр. 5) Глава I. Вероятностные характеристики полета с неполной и несимметричной тягой на самолетах различных схем (стр. 9) 1. Влияние общего (п) и критического (m) чисел двигателей на вероятность вынужденного прекращения полета (стр. 9) 2. Вероятность полета с неполной и несимметричной тягой (стр. 18) Глава II. Возмущенное движение самолета после нарушения симметричности тяги (стр. 22) 1. Момент несимметричной тяги. Реакция летчика (стр. 22) 2. Скольжение, вызванное отказом бокового двигателя, и его влияние на движение самолета (стр. 27) 3. Уравнения бокового возмущенного движения самолета (стр. 31) 4. Коэффициенты поперечной и путевой статической устойчивости и их влияние на движение самолета с несимметричной тягой. Зависимость поперечной аэродинамической силы от скольжения (стр. 33) 5. Демпфирование крена и рыскания. Влияние угловой скорости крена на момент рыскания и угловой скорости рыскания на момент крена (перекрестные вращательные производные) (стр. 47) 6. Особенности поведения самолетов с турбовинтовыми двигателями при отказе бокового двигателя. Явление обратной тяги (стр. 51) 7. Особенности поведения самолета со стреловидным крылом после отказа бокового двигателя. Явление обратной реакции по крену на скольжение (стр. 55) 8. Оптимальные приемы пилотирования при неожиданном отказе бокового двигателя (стр. 59) Глава III. Установившийся полет с неполной и несимметричной тягой (стр. 65) 1. Изменение летных характеристик самолета в полете с неполной тягой. Диапазон скоростей, скороподъемность, потолок (стр. 65) 2. Дальность полета с неполной тягой (стр. 73) 3. Первый и второй режимы полета на самолетах с ПД, ТРД и ТВД. Полет с неполной и несимметричной тягой на первом и втором режимах (стр. 76) 4. Возможные режимы установившегося полета с несимметричной тягой. Полет без крена со скольжением (стр. 84) 5. Полет с креном без скольжения. Потребный угол крена (стр. 90) 6. Полет со скольжением и креном в сторону работающих двигателей. Потребное отклонение руля направления. Сравнение различных способов полета с несимметричной тягой (стр. 94) 7. Индикация скольжения в полете с симметричной и несимметричной тягой (стр. 101) 8. Навигационные элементы полета с несимметричной тягой (стр. 107) 9. Маневр в полете с неполной и несимметричной тягой. Развороты в сторону работающих и неработающих двигателей. Изменение поступательной скорости полета. Влияние несимметрии тяги на продольную устойчивость и балансировку (стр. 108) Глава IV. Заход на посадку и посадка с неполной и несимметричной тягой (стр. 119) 1. Диапазон скоростей и вертикальная скорость в полете с неполной и несимметричной тягой при посадочной конфигурации самолета (стр. 119) 2. Расчет на посадку с неполной и несимметричной тягой. Боковые отклонения от плоскости посадочной полосы. Запас угла отклонения руля направления при подтягивании (стр. 121) 3. Заход на посадку с неполной и несимметричной тягой при боковом ветре. Намеренное введение несимметрии тяги для парирования влияния бокового ветра (стр. 130) 4. Уход с неполной и несимметричной тягой на второй круг (стр. 138) 5. Пробег после посадки с неполной и несимметричной тягой (стр. 143) Глава V. Взлет с неполной и несимметричной тягой (стр. 146) 1. Общая характеристика взлета с неполной и несимметричной тягой. Два способа пилотирования на разбеге и их сравнение в случае отказа двигателя (стр. 146) 2. Дистанция прерванного взлета. Дистанция продолженного взлета с неполной и несимметричной тягой. Критическая скорость разбега (первая и вторая) (стр. 152) 3. Запас угла отклонения руля направления на разбеге и после отрыва с несимметричной тягой. Намеренное введение несимметрии тяги для парирования влияния бокового ветра на разбеге (стр. 161) 4. Начальный набор высоты. Уборка шасси и механизации крыла после взлета с неполной и несимметричной тягой. Отказ двигателя после отрыва от земли (стр. 168) 5. Особый случай отказа двигателя на взлете в области второго режима полета (стр. 172) 6. Набор высоты с неполной и несимметричной тягой до первого разворота (стр. 174) 7. Преднамеренный взлет с неполной и несимметричной тягой (стр. 176) Глава VI. Общие требования к характеристикам полета гражданских самолетов с неполной и несимметричной тягой (стр. 178) 1. Основные положения Норм летной годности, регламентирующие поведение самолета при частичных отказах силовой установки (стр. 178) 2. Элементы летных испытаний самолетов с неполной и несимметричной тягой (стр. 182) Литература (стр. 188) ПРЕДИСЛОВИЕ Широкое распространение, которое получили в современной авиации многодвигательные самолеты, повлекло за собой существенное повышение безопасности полетов, однако, в то же время, соответственно увеличило вероятность отказа одного или нескольких двигателей из числа входящих в состав силовой установки многодвигательного самолета. Поэтому проблема полета с неполной и несимметричной тягой приобрела в настоящее время большую актуальность. В книге, предлагаемой вниманию читателя, рассматривается круг вопросов, связанных с динамикой возмущенного движения самолета непосредственно после отказа двигателя (особенно бокового, т. е. расположенного вне плоскости симметрии летательного аппарата), параметрами последующего установившегося режима полета, выполнением необходимых маневров — разворотов, захода на посадку, посадки, а также с влиянием конструктивных параметров самолета и его пилотирования на протекание указанных процессов. Автор стремился уделить особое внимание раскрытию физической сущности явлений, сопутствующих полету с неполной и несимметричной тягой. Не все случаи такого полета, рассмотренные в этой книге, одинаково вероятны на практике. Многие из них на определенных видах летательных аппаратов, например, пассажирских, справедливо расцениваются как недопустимые. Тем не менее целесообразно все же не исключать их из рассмотрения, во-первых, потому, что возникновение подобных случаев возможно на летательных аппаратах других назначений, и, во-вторых, потому, что их анализ способствует лучшему пониманию существа происходящих явлений. Кроме того, многие ситуации, недопустимые в нормальной эксплуатации, могут иметь место при летных испытаниях. Практические рекомендации, приводимые в книге, носят двоякий характер: часть из них адресована работникам конструкторских организаций и касается параметров, обеспечивающих приемлемые свойства летательного аппарата в полете с неполной и несимметричной тягой, другая же часть предназначена для летного состава и содержит указания по оптимальному пилотированию в этом достаточно сложном полетном случае. Учитывая категорию читателей, которым рекомендована книга, автор счел возможным пользоваться общеизвестными положениями нормального курса аэромеханики самолета без каких-либо дополнительных их разъяснений. Большая часть условных обозначений, применяемых в этой книге, общепринята в литературе по аэродинамике и динамике полета. В тех отдельных случаях, когда вводится новое или малораспространенное обозначение, оно поясняется непосредственно в тексте. В течение ряда лет многие важные аспекты проблемы полета самолета с неполной и несимметричной тягой освещали в своих трудах В. Ф. Болотников, В. С. Ведров, А. А. Калачиков, Н. В. Лебедев, В. С. Луняков, М. И. Мазурский, В. Н. Матвеев, И. В. Остославский, А. И. Охонский, В. С. Пышнов, А. Л. Райх, Д. А. Соркин, В. Г. Табачников, М. А. Тайц, А. В. Честнов, Л. К. Чумаченко и другие ученые, инженеры и летчики. Автор книги использовал в своей работе полученные ими результаты. Кроме того, автор при подготовке книги к печати имел возможность, помимо собственного опыта испытательных полетов с неполной и несимметричной тягой на многодвигательных самолетах различных типов, воспользоваться чрезвычайно ценной консультацией заслуженного летчика-испытателя СССР Я. И. Верникова и канд. техн. наук Н. Г. Щитаева, а также замечаниями рецензентов книги д-ра техн. наук, проф. А. Е. Донова и канд. техн. наук М. В. Розенблата. Всем этим лицам автор выражает свою искреннюю благодарность. =============================== ПРЕДИСЛОВИЕ Широкое распространение, которое получили в современной авиации многодвигательные самолеты, повлекло за собой су- щественное повышение безопасности полетов, однако, в то же время, соответственно увеличило вероятность отказа одного или нескольких двигателей из числа входящих в состав силовой установки многодвигательного самолета. Поэтому проблема полета с неполной и несимметричной тя- гой приобрела в настоящее время большую актуальность. В книге, предлагаемой вниманию читателя, рассматривается круг вопросов, связанных с динамикой возмущенного движения самолета непосредственно после отказа двигателя (особенно бо- кового, т. е. расположенного вне плоскости симметрии летатель- ного аппарата), параметрами последующего установившегося ре- жима полета, выполнением необходимых .маневров — разворотов, захода на посадку, посадки, а также с влиянием конструктивных параметров самолета и его пилотирования на протекание ука- занных процессов. Автор стремился уделить особое внимание раскрытию физической сущности явлений, сопутствующих полету с непол- ной и несимметричной тягой. Не все случаи такого полета, рас- смотренные в этой книге, одинаково вероятны на практике. Мно- гие из них на определенных видах летательных аппаратов, на- пример, пассажирских, справедливо расцениваются как недо- пустимые. Тем не менее целесообразно все же не исключать их из рассмотрения, во-первых, потому, что возникновение подоб- ных случаев возможно на летательных аппаратах других назна- чений, и, во-вторых, потому, что их анализ способствует лучше- му пониманию существа происходящих явлений. Кроме того, многие ситуации, недопустимые в нормальной эксплуатации, мо- гут иметь место при летных испытаниях. Практические рекомендации, приводимые в книге, носят дво- який характер: часть из них адресована работникам конструк- торских организаций и касается параметров, обеспечивающих приемлемые свойства летательного аппарата в полете с непол- ной и несимметричной тягой, другая же часть предназначена для летного состава и содержит указания по оптимальному пи- лотированию в этом достаточно сложном полетном случае. Учитывая категорию читателей, которым рекомендована кни- га, автор счел возможным пользоваться общеизвестными поло- жениями нормального курса аэромеханики самолета без ка- ких-либо дополнительных их разъяснений. Большая часть ус- ловных обозначений, применяемых в этой книге, общепринята в литературе по аэродинамике и динамике полета. В тех от- дельных случаях, когда вводится новое или малораспростра- ненное обозначение, оно поясняется непосредственно в тексте. В течение ряда лет многие важные аспекты проблемы поле- та самолета с неполной и несимметричной тягой освещали в своих трудах В. Ф. Болотников, В. С. Ведров, А. А. Калачиков, Н. В. Лебедев, В. С. Луняков, М. И. Мазурский, В. Н. Матвеев, И. В. Остославский, А. И. Охонский, В. С. Пышнов, А. Л. Райх, Д. А. Соркин, В. Г. Табачников, М. А. Тайц, А. В. Честнов, Л. К. Чумаченко и другие ученые, инженеры и летчики. Автор книги использовал в своей работе полученные ими результаты. Кроме того, автор при подготовке книги к печати имел воз- можность, помимо собственного опыта испытательных полетов с неполной и несимметричной тягой на многодвигательных са- молетах различных типов, воспользоваться чрезвычайно цен- ной консультацией заслуженного летчика-испытателя СССР Я. И. Верникова и канд. техн. наук Н. Г. Щитаева, а также за- мечаниями рецензентов книги д-ра техн. наук, проф. А. Е. До- нова и канд. техн. наук М. В. Розенблата. Всем этим лицам ав- тор выражает свою искреннюю благодарность. Издательство и автор с признательностью примут замечания читателей по содержанию, изложению и оформлению книги, ко- торые следует направлять по адресу: Москва, Б-66, 1-й Басман- ный пер., 3, изд-во «Машиностроение». ВВЕДЕНИЕ В первые годы развития авиации силовая установка самоле- тов включала один двигатель. Отказ в полете этого единствен- ного двигателя всегда был причиной либо тяжелого летного происшествия, либо вынужденной посадки самолета. Монополия однодвигательных силовых установок существо- вала недолго. Прошло всего несколько лет и во многих странах мира появились самолеты с двумя, тремя и большим количест- вом двигателей.< В частности еще в первую мировую войну нашли применение русский четырехмоторный самолет «Илья Муромец», немецкий двухмоторный «Гота» и другие. В последующие годы развитие многомоторных летательны.х аппаратов не остановилось. Основная причина этого заключа- лась, по-видимому, в том, что авиационные моторы того времени не могли обеспечить мощностей, необходимых в условиях про- должающегося роста тоннажа и размеров самолетов. В резуль- тате в начале 30-х годов возникает тенденция к дальнейшему увеличению количества моторов. Именно тогда были построены восьмимоторный сухопутный самолет АНТ-20 «Максим Горький» и двенадцатимоторная летающая лодка «Дорнье» ДО-Х. С установкой на самолете двух и более двигателей возникла принципиальная возможность продолжения полета с неполной тягой, т. е. полета после отказа одного или нескольких двига- телей. Односторонний отказ двигателей, однако, и сейчас справедли- во считается в летной практике одним из самых сложных особых случаев. Как свидетельствует опыт мировой авиации, он не раз приводил к тяжелым летным происшествиям. Однако тот же опыт дает основания утверждать, что отказ -бокового двигателя не влечет за со'бой фатальной|неизбежности тяжелых последст- вий. Чтобы обеспечить благоприятный исход односторонних отказов двигателей, необходимо выполнение двух основных уело- вии: во-первых, использования в компоновке и конструкции са- молета известных современной авиационной технике средств обеспечения приемлемых характеристик управляемости в полете с несимметричной тягой и, во-вторых, рациональных сознатель- ных действий со стороны экипажа. В заглавие книги вынесены два признака, характеризующие работу силовой установки после отказа одного или нескольких входящих в ее состав двигателей: неполнота и несимметрия. На самолетах некоторых распространенных схем, например двух- двигательных, их совпадение неизбежно: неполная тяга всегда в то же время и несимметрична. Однако в общем случае можно представить себе и раздель- ное проявление этих признаков. Так, например, при выходе из строя центрального двигателя трехдвигательного самолета тяга силовой установки становится неполной, но продолжает оста- ваться симметричной. На некоторых типах летательных аппара- тов (например, отечественном пассажирском самолете Бе-30) предусмотрена установка синхронизирующего вала, кинематиче- ски соединяющего винты так, что при отказе одного двигателя мощность оставшегося распределяется симметрично на оба вин- та. И наоборот, если двигатели некоторого самолета обладают такими резервами форсирования режима, что после отказа од- ного из них в распоряжении экипажа сохраняется возможность настолько увеличить тягу остальных, чтобы исходная суммарная тяга осталась неизменной,— дальнейший полет будет происхо- дить с несимметричной, но полной тягой. Приведенные случаи представляют собой сравнительно ред- кие исключения. Чаще всего выход из строя одного или несколь- ких двигателей многодвигательного самолета равнозначен пе- реходу к полету с тягой, одновременно и неполной и несиммет- ричной. Данный комплексный случай, как наиболее общий, и будет рассматриваться в дальнейшем в этой книге. В последнее время мкогодвигательная схема получила ши- рокое распространение и в военной и в гражданской авиации. Это было вызвано не только невозможностью получения долж- ной тяги в одном силовом агрегате. В современной авиации уже существуют двигатели, развивающие тягу в 15000'—20000 кГ и более. Вторая не менее важная причина относится к области безопасности полета, которая, как будет показано далее, сущест- венно зависит от состава силовой установки. Разумеется, на выбор количества двигателей, входящих в со- став силовой установки самолета данного типа, влияют и другие соображения, такие как их суммарная стоимость, удобство экс- плуатации, потребное время наземного обслуживания и т. п. Од- нако эти соображения менее значимы по сравнению с приведен- ными двумя основными. В настоящее время (опять-таки в явной связи с ростом тя- ги современных двигателей и повышением степени их надежно- сти) силовые установки, состоящие из шести, восьми и более двигателей, почти не используются*. Характерен в этом отно- шении пример развития семейства тяжелых околозвуковых аме- риканских самолетов фирмы «Боинг»: если стратегический бом- бардировщик этой фирмы В-52 был спроектирован под восемь двигателей, то близкие по схеме последующие самолеты «Бо- инг» — воздушный заправщик С-135 и пассажирский В-707 — имели всего по четыре более мощных двигателя, а В-727 — да- же три. По современным воззрениям, отраженным в требованиях Международной организации гражданской авиации (ICAO), пассажирские самолеты, предназначенные для полетов через океан, Арктику, обширные необитаемые или малообитаемые пу- стынные районы, должны иметь не менее четырех двигателей. В последние годы вновь получила широкое распространение исчезнувшая было трехдвигательная схема. По ней выполнены советские самолеты Ту-154 и Як-40, американский «Боинг» В-727, английский ВАС-111. Таким образом, сегодня можно считать трех- и четырехдви- гательную силовую установку наиболее распространенной в тя- желом самолетостроении. Самолеты более легких типов, предназначенные для линий средней протяженности и местных линий, имеют, как правило, два двигателя. Естественно, что при подобном составе самолетного парка проблема полета с неполной и несимметричной тягой приобрела особую актуальность. Разумеется, рассматривая частичный отказ силовой установ- ки с точки зрения безопасности полета, следует учитывать, что отказ двигателей представляет собой лишь одно из многих воз- можных в полете опасных явлений. Кроме него, приходится иметь в виду возможность встречи с мощными воздушными по- рывами, обледенения, возникновения пожара, столкновения с другими самолетами или наземными препятствиями и многое Другое. Как показывает статистика, отказ двигателей и их систем все еще является одним из наиболее часто возникающих видов от- каза материальной части. Не случайно едва ли не во всех су- ществующих Наставлениях по производству полетов при пере- числении так называемых «особых случаев» отказ двигателей неизменно стоит на первом месте. * Исключение в этом отношении составляют летательные аппараты вер- тикального взлета, у которых количество двигателей может превышать приве- денные цифры. Однако в этой книге подобьые аппараты не рассматриваются. По данным ICAO, большинство прерванных трансатланти- ческих пассажирских рейсов (вынужденных возвращений на аэродром вылета или посадок на островах), известных по сооб- щениям периодической печати, также имели своей причиной раз- личного рода неполадки в двигателях и их системах. Но тя- желых летных происшествий, вызванных отказами силовой ус- тановки, практика мировой авиации насчитывает в последние го- ды относительно меньше, чем раньше. Причина этого заключа- ется в том, что современный многодвигательный самолет обла- дает способностью продолжать полет с неполной и несимметрич- ной тягой после выхода из строя части имеющихся у него дви- гателей. Глава I ВЕРОЯТНОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПОЛЕТА С НЕПОЛНОЙ И НЕСИММЕТРИЧНОЙ ТЯГОЙ НА САМОЛЕТАХ РАЗЛИЧНЫХ СХЕМ * 1. Влияние общего (п) и критического (т) чисел двигателей на вероятность вынужденного прекращения полета С увеличением количества двигателей, входящих в состав си- ловой установки самолета, вероятность отказа одного из них при всех прочих равных условиях, естественно, увеличивается. С другой стороны, последствия такого отказа делаются при этом менее опасными: если на однодвигательном самолете вы- ход двигателя из строя неминуемо вызывал прекращение поле- та (т. е. в лучшем случае вынужденную посадку), то многодви- гательный самолет способен продолжать полет после отказа од- ного или даже большего числа двигателей. Взаимодействие обоих указанных факторов и определяет ве- роятности возможных исходов при частичном отказе силовой ус- тановки самолета: вынужденного прекращения полета или его продолжения с неполной и несимметричной тягой. Практически для сохранения способности продолжения го- ризонтального полета наличия некоторого единственного режи- ма, при котором это требование удовлетворялось бы, недоста- точно. Чтобы уверенно лететь горизонтально в реальных усло- виях,— выполняя плавные довороты, подвергаясь обычным ат- мосферным воздействиям и т. д.,— необходим определенный диа- пазон скоростей полета без снижения. Здесь и ниже понятие спо- собности самолета продолжать горизонтальный полет рассмат- ривается именно в таком понимании. * Под схемой самолета в данном случае понимается вся совокупность характеристик, определяющих его способность выполнять горизонтальный по- лет в случае отказа одного или нескольких двигателей его силовой установки, а именно: количество двигателей, их расположение, энерговооруженность са- молета, его аэродинамические и весовые характеристики, даже элементы обо- рудования (например, устройства для флюгирования воздушных винтов). Исходным параметром при рассмотрении вероятностных ха- рактеристик полета самолета с неполной и несимметричной тя- гой является вероятность отказа изолированного двигателя р. Разумеется, говоря о способности или неспособности само- лета продолжать полет после отказа одного или нескольких дви- гателей, мы допускаем некоторую условность. Как «способ- ность», так и «неспособность» может в подобной ситуации про- являться по-разному. При отказе двигателя одномоторного само- лета возникает снижение под углом, тангенс которого tg0=l//C, где К — аэродинамическое качество самолета в данной конфи- гурации с учетом сопротивления отказавшего двигателя. У боль- шинства современных самолетов с присущими им высокими нагрузками на единицу площади крыла такое снижение проис- ходит с вертикальными скоростями, достигающими десятков мет- ров в секунду. В результате вынужденная посадка если и воз- можна, то не иначе как в непосредственной близости к тому ме- сту, над которым произошел отказ двигателя. Двухмоторный же самолет, даже не обладающий способно- стью продолжать горизонтальный полет на одном моторе *, все же может после отказа одного из своих двигателей использовать тягу второго, оставшегося исправным, и благодаря этому сни- жаться, как правило, с умеренной вертикальной скоростью. При наличии определенного запаса высоты он может реализовать его для того, чтобы дотянуть если не до ближайшего аэродрома, то во всяком случае до места, наиболее подходящего для посадки, и располагает резервом времени для того, чтобы соответствую- щим образом подготовить экипаж и пассажиров к приземлению (или приводнению). Поэтому, хотя формально оба упомянутых в данном примере самолета обладают одним и тем же небла- гоприятным свойством — неспособностью продолжать горизон- тальный полет после выхода из строя одного двигателя, практи- чески безопасность второго из них, очевидно, выше. Следует учитывать и то обстоятельство, что вынужденная по- садка в различных условиях местности (равнина, лес, горы, оке- ан и т. п.) влечет за собой различную опасность для жизни пас- сажиров и экипажа. Немалое значение имеют здесь и такие фак- торы, как величина посадочной скорости самолета, конструкция шасси, прочность кабины и даже устройство привязных ремней и расположение кресел пассажиров относительно направления по- лета. Следовательно, возможность или невозможность продолже- ния горизонтального полета при отказе определенного числа дви- гателей нельзя механически считать характеристикой, полно- стью определяющей безопасность полета. Так, нельзя одинаково * По современным нормам эксплуатация таких самолетов считается не- допустимой, но на более ранних этапах развития авиации существовали двух- моторные самолеты, неспособные лететь с одним работающим мотором. 10 расценивать безопасность, например, легкого тихоходного само- лета, летающего над равнинной местностью, и магистрального трансокеанского самолета, даже если вероятность вынужденно- го прекращения полета, присущая им обоим, будет одинаковой. Если обратиться к противоположному свойству — способно- сти самолета продолжать полет после отказа части двигателей,— то и здесь надо учитывать, что проявляться на практике это свойство может также по-разному. Так, чаще всего продолжение полета при отказе части двигателей может иметь место лишь на высоте, значительно меньшей (как правило, на несколько кило- метров), чем нормальная крейсерская*. Вынужденное снижение, хотя само по себе и не ведет к немедленной посадке, но, как бу- дет показано ниже (см. гл. III), почти всегда отрицательно ска- зывается на дальности полета и, следовательно, может воспре- пятствовать достижению пункта назначения. Легко понять, что, скажем, в полетах над океаном это представляет собой угрозу, ненамного меньшую, чем перспектива немедленного прекра- щения полета. Кроме того, нужно иметь в виду, что при переходе на мень- шую высоту повышается вероятность попадания в облачность, что может быть связано с обледенением самолета, входом в зо- ну повышенной турбулентности и другими столь же небезраз- личными, с точки зрения безопасности полета, явлениями. В 1936 году, готовясь к перелету из Москвы через Арктику на Дальний Восток, В. П. Чкалов в ответ на вопрос о том, по- чему он выбрал для этого перелета одномоторный самолет АНТ-25, а не четырехмоторную машину, ответил: «Один мотор — сто процентов риска, четыре мотора — четыреста процентов». Строго говоря, такой ответ можно было бы считать справедли- вым лишь в том случае, если бы выход из строя одного мотора на четырехмоторном самолете, о котором шла речь, вызывал бы вынужденное прекращение полета, что, вообще говоря, из ха- рактеристик машины не следовало. Однако, как показало даль- нейшее, в частности катастрофа 'самолета, на котором в 1937 го- ду экипаж С. А. Леваневского пытался выполнить перелет из Москвы через Северный полюс в Америку, для определенных условий слова В. П, Чкалова оказались справедливыми. Выход из строя одного мотора на самолете Леваневского заставил сни- зить высоту и (Продолжать полет в облачности в условиях обле- денения, которое, судя по имеющимся данным, и послужило наи- более вероятной причиной катастрофы. * Данное правило знает исключения в тех сравнительно редких случаях, когда крейсерская высота полета определяется не энергетическими возможно- стями силовой установки (располагаемым избытком мощности), а иными обстоятельствами, например условиями герметизации пассажирской кабины. В качестве одного из подобных исключений можно указать на самолет Бе-30, способный лететь на установленной для него крейсерской высоте при одном работающем двигателе. 11 Таким образом, рассмотрение «способности» или «неспособ- ности» самолета продолжать полет после отказа части двигате- лей изолированно от условий, в которых-'проходит полет, не дает полного ответа на поставленный вопрос. Тем не менее, чтобы получить возможность хотя бы в первом приближении количественно сравнивать самолеты различных схем с точки зрения безопасности полета в интересующем нас случае, целесообразно — пусть с учетом всех сделанных выше оговорок — все же принять в качестве основного, определяющего параметра вероятность вынужденного прекращения полета РПр вследствие частичного отказа силовой установки при заданной вероятности отказа р изолированного двигателя с принадлежа- щими ему системами. Последняя.величина для двигателя опре- деленного типа может быть установлена по данным статистики. Чаще всего она бывает отнесена к некоторому числу часов на- лета (наработки). При этом под отказом изолированного двига- теля или его систем (топливной, масляной или другой) в крей- серском полете понимается такая неисправность, которая не дает возможности снять с двигателя нужную для полета тягу (мощность) и не может быть устранена в полете. Возможность количественной оценки вероятности вынужден- ного прекращения полета из-за отказа части двигателей при за- данной вероятности отказа изолированного двигателя для само- летов различных конструктивных схем и динамических данных (общее число двигателей, способность продолжать полет при от- казе части от них) представляется весьма полезной при проек- тировании самолетов, составлении тактико-технических требо- ваний, выборе материальной части для выполнения определен- ных задач, оценке готовности вновь внедряемого на линии само- лета к пассажирским перевозкам и в ряде других случаев про- изводства и эксплуатации самолетов. Предположим, что на самолете установлено п двигателей, ве- роятность отказа каждого из которых равна р, а для того, чтобы самолет лишился возможности продолжать горизонтальный по- лет, должно выйти из строя не менее га двигателей. Иначе говоря, на (п—га) двигателях дальнейший полет уже невозможен, но на (п—га+1) двигателях еще возможен. Тогда вероятность РПр, что самолет не сможет благополучно завершить полет, будет равна вероятности отказа га двигателей из п. Строго говоря, к этому следовало бы прибавить также веро- ятность отказа (га + 1) двигателей, (га+2) и так далее, вплоть до вероятности отказа всех п двигателей, так как во всех этих случаях продолжение полета будет тем более невозможно. Но сумма вероятностей всех этих случаев весьма мала (пропорцио- нальна высшим степеням р) по сравнению с вероятностью от- каза га двигателей и может быть без ущерба для практической точности расчетов отброшена. 12 При этом предполагается, что все двигатели самолета взаим- но независимы, т. е. что отказ одного из них не зависит от сте- пени исправности других и, в свою очередь, не влияет на их ра- боту. В подавляющем большинстве случаев это предположение соответствует действительности; имеющиеся исключения будут рассмотрены особо. Вероятность отказа m двигателей из п согласно формуле Бер- нулли т Pnf=C рт(\-РГ-т, п т где С — число возможных сочетаний из п элементов по т, рав- п ное, как известно, п\ т\ (п — т) \ Или, учитывая, что высшие степени /?, начиная с (т+1), мо- гут быть отброшены, т Рп?=--Срт- О) П Полученная формула дает возможность определить вероят- ности вынужденного прекращения полета РПр для основных кон- структивных схем современных самолетов в зависимости от сте- пени надежности установленных на них двигателей (см. табл. 1). На рис. 1 зависимости РПр(р) при различных пит показа- ны графически. Значения Рпр здесь отложены вдоль оси ординат в логариф- мической шкале, так как их абсолютные величины, соответст- вующие различным соотношениям пит, отличаются друг от друга весьма значительно: в сотни, тысячи и десятки тысяч раз. Столь существенные различия, безусловно, сильно снижают зна- чение сделанных выше оговорок о необходимости внесения ка- чественных коррективов в полученные предлагаемым методом результаты. Даже с учетом этих коррективов разница степени безопасности полета для самолетов различных схем при частич- ных отказах их силовых установок остается разительной. На фоне подобных соотношений сравнительно мало и влия- ние изменений самого аргумента — вероятности отказа изолиро- ванного двигателя. Поэтому возможные неточности имеющихся сведений о значении последнего также не могут сколько-нибудь существенно повлиять на результаты сравнения безопасности полета самолетов, имеющих различные общие и, главное, крити- ческие числа двигателей. Последнее замечание немаловажно, потому что на практике как раз и не приходится ожидать вполне точных данных, характеризующих надежность изоли- рованного двигателя, особенно новых образцов, представляю- 13 Таблица 1 Вероятность вынужденного прекращения полета вследствие отказа двигателей у самолетов различных схем Характеристика самолета Общее число двигателей п Критическое число двигателей т Вероятность вынужденного прекращения полета ЛР Однодвпгательный 1 1 р Двухдвигательный, не спо- 2 1 2р собный лететь с одним рабо- тающим двигателем Двухдвигательный, способ- 2 2 pi ный лететь с одним работаю- щим двигателем Трехдвигательный, способ- 3 2 3pi ный лететь не менее чем с двумя работающими двигате- лями Трехдвпгательный, способ- 3 3 Р3 ный лететь с одним работа- ющим двигателем Четырехдвигательный, спо- 4 2 6/>2 собный лететь не менее чем с тремя работающими дви- гателями Четырехдвигательный, спо- 4 3 4/>з собный лететь не менее чем с двумя работающими дв гате- лями щих, с точки зрения оценки вероятной степени безопасности по- лета, наибольший интерес. Из рис. 1 видно, что, если Четырехдвигательный самолет спо- собен продолжать полет при выходе из строя двух двигателей, вероятность вынужденного прекращения полета у него при всех прочих равных условиях отличается от вероятности у двухдвига- тельного самолета, способного лететь на одном двигателе, в 4р раз. При реально существующих значениях р это соответствует резкому повышению безопасности; так, если принять значение р=10~5, то вероятность РПр для указанного четырехдвигательно- го самолета составит всего 4-10~5 от таковой двухдвигательного. С дальнейшим уменьшением р это различие становится еще за- метнее. Однако если бы Четырехдвигательный самолет был спо- собен продолжать полет лишь при выходе из строя не более чем одного двигателя, то его надежность значительно (в 6 раз) ус- тупала бы надежности двухдвигательного самолета, способного лететь на одном двигателе. 14 Таким образом, главным, решающим фактором, определяю- щим безопасность полета при частичном отказе силовой установ- ки^ оказывается значение критического числа двигателей т. Влияние всех прочих факторов, включая даже величину р, характеризующую надежность изолированного двигателя, несо- измеримо меньше. ю-е Ю~5 ю-1* Рис. 1. Вероятность вынужденного прекращения по- лета из-за частичного отказа силовой установки Рпр в зависимости от вероятности выхода из строя изо- лированного двигателя (р) для самолетов с различ- ным общим (п) и критическим (т) числом двигате- лей И, следовательно, во время доводки и ввода в строй новой материальной части необходимо в первую очередь обращать внимание на те элементы конструкции и оборудования само- лета, исправное функционирование которых определяет значе- ние критического числа т. Именно в этом находится ключ к по- вышению безопасности эксплуатации всего самолета в целом. 15 В качестве примера подобного элемента можно привести си- стему флюгирования винтов четырехдвигательного турбовинто- вого самолета. При вводе винтов отказавших двигателей во флю- герное положение такой самолет, как правило, способен продол- жать полет даже при отказе двух двигателей из имеющихся че- тырех. Как показано выше, это во много раз понижает вероят- ность вынужденного прекращения полета по сравнению с веро- ятностью прекращения полета на двухмоторном самолете, спо- собном лететь на одном моторе,— классической схемой недав- него прошлого (разумеется, в предположении одинаковой сте- пени надежности их двигателей). Но стоит выйти из строя систе- ме флюгирования, как четырехдвигательный турбовинтовой са- молет оказывается едва способным продолжать полет после отказа всего лишь одного двигателя и присущая ему безопас- ность полета делается уже не выше, а в несколько раз ниже, чем у двухмоторного самолета. Иными словами, уменьшение чис- ла т * в данном случае как бы переводит самолет в отношении безопасности из одной категории в другую, более низкую. И, сколь это ни парадоксально,— для обеспечения безопасности полета надежность системы флюгирования оказывается важнее, чем даже надежность самих двигателей! Именно поэтому на всех современных турбовинтовых само- летах применяется двойное и тройное резервирование флюгер- ных систем. С другой стороны, наблюдающаяся в настоящее время тен- денция к значительному (до нескольких тысяч часов наработки) повышению межремонтных ресурсов авиационных двигателей, что чрезвычайно важно с точки зрения экономичности воздуш- ного транспорта, бесспорно, стала возможной не только благо- даря повышению надежности самих двигателей, но и благодаря тому, что даже в случае выхода из строя части двигателей сов- ременный многодвигательный самолет способен безопасно про- должать полет. В сущности, здесь проявляется общее направление, харак- терное для современной теории надежности,— создание систем, надежность которых существенно превосходила бы надежность составляющих их элементов. Действительно, как видно из рис. 1, одинаковая вероятность вынужденного прекращения полета на самолетах с различными общим и критическим числами двигателей соответствует суще- ственно различным значениям надежности изолированного дви- гателя. Данное обстоятельство может представлять интерес, на- следует иметь в виду, что критическое число т, в отличие от общего количества двигателей X не является неизменно присущим самолету данного типа. ^ одного и того же самолета оно может изменяться в зависимости от полетного веса (выгорания топлива, загрузки), положения шасси и механиза- ции крыла и других подобных факторов. 16 пример, при внедрении самолетов новых типов, запуск которых в нормальную эксплуатацию связывается с достижением обще- го уровня надежности, не меньшего, чем у самолетов, уже нахо- дящихся в эксплуатации (хотя двигатели, установленные на но- вых самолетах, по своей надежности еще не доведены до уров- ня двигателей, стоящих на эксплуатируемых самолетах). Анализ кривых рис. 1 показывает, что предъявляемое иногда к самолетам требование продолжать длительный горизонталь- ный полет при выходе из строя определенной части общего чис- ла двигателей (например, 50%) не вполне точно характеризует сравнительную степень безопасности различных самолетов в этом случае. Выход одного двигателя двухдвигательного само- лета (составляющего 50% силовой установки) значительно бо- лее вероятен, чем отказ двух двигателей четырехдвигательного (те же 50%). Иначе говоря, увеличение т повышает безопасность полета в гораздо большей степени, чем ее понижает увеличение чис- ла п. Выше указывалось, что в ряде случаев отказ одного из дви- гателей может повлечь за собой выход из строя, самовыключе- ние (например, при сильном помпаже или нарушениях нормаль- ного движения воздуха на входе) или вынужденное выключение (например, при пожаре) соседнего или нескольких соседних дви- гателей, рассматривать которые в подобной ситуации как изоли- рованные, естественно, не приходится. В практике были зафик- сированы даже такие случаи, когда поломавшиеся и отлетевшие лопатки компрессора одного двигателя были засосаны через воз- духозаборник в двигатель, расположенный рядом, что вызвало поломку последнего [20]. При анализе вероятности подобных случаев удобно рассмат- ривать совокупность нескольких двигателей, взаимное влияние которых друг на друга не исключено, как единый агрегат. При- менительно к электронным системам решение близкой задачи было дано В. И. Сифоровым [16]. Есть основания ожидать, что с внедрением в эксплуатацию самолетов вертикального и укороченного взлета, в которых пред- полагается использовать большое количество компактно распо- ложенных подъемных двигателей, актуальность проблемы взаи- мовлияния отказов двигателей существенно повысится. Среди летательных аппаратов, находящихся в эксплуатации» группировка двигателей в пакеты встречается относительно ред- ко. При этом на таких летательных аппаратах при конструиро- вании специально предусматривается и проверяется в ходе ис- пытаний комплекс мероприятий, обеспечивающих высокую сте- пень независимости функционирования расположенных рядом двигателей: разделение воздушных потоков на входах, противо- пожарная изоляция, независимость систем регулирования, пита- ния, смазки и т. д. В результате сделанное выше допущение о 17 взаимной независимости случайных отказов двигателей, уста- новленных на современных, полностью отработанных и доведен- ных самолетах, можно считать практически приемлемым. 2. Вероятность полета с неполной и несимметричной тягой Итак, характерная для самолетостроения наших дней тен- денция к увеличению критического числа двигателей с точки зрения безопасности весьма благоприятна. Но в то же время она неразрывно связана с увеличением и общего числа двига- телей, составляющих силовую установку самолета, вследствие чего повышается и сама вероятность полета с неполной тягой Р\, которая представляет собой сумму вероятностей отказа х дви- гателей из п, где 1<л:<(т—1): х=тп—1 х />.= 2 спр*> х=\ или, учитывая малость последующих членов ряда по срав- нению с первым, Р^пр. (2) Разумеется, к однодвигательному самолету, а также двухдви- гательному, не способному лететь с одним работающим двига- телем, данная формула неприменима, так как в этом случае по- лет с неполной тягой вообще невозможен (Pi = 0). Для всех же прочих самолетов вероятность полета с непол- ной тягой возрастает прямо пропорционально количеству уста- новленных на них двигателей. Вероятность полета с несимметричной тягой Р2 для двухдви- гательного самолета, способного продолжать полет на одном дви- гателе, естественно, равна вероятности его полета с неполной тягой. Для четырехдвигательного самолета, способного лететь на двух двигателях, вероятность полета с несимметричной тягой будет несколько меньше, чем просто с неполной. При выходе из строя одного двигателя полет с неполной тягой будет обязатель- но в то же время и несимметричным. Однако при выходе из строя двух двигателей (что весьма мало вероятно, но все же не исключено полностью) возможны случаи как несимметричной, так и симметричной тяги в зависимости от расположения ис- правных и отказавших двигателей. Обозначив возможные ком- бинации работающих двигателей (по их номерам — от одного крайнего до другого) 1+2, 1+3, 1+4, 2 + 3, 2 + 4, 3 + 4, легко заметить, что лишь одна треть указанных возможных комбина- ций (подчеркнутая) соответствует полету с симметричной тягой, а остальные две трети — с несимметричной. Правда, степень не- 18 симметрии в случаях, когда работают два двигателя на одном полукрыле и когда работает внешний двигатель на одном полу- крыле и внутренний на другом, существенно различна. Но, как было показано выше, вероятность выхода из строя в одном полете двух двигателей настолько меньше, чем отказ од- ного, что учетом подобной возможности вполне допустимо пре- небречь, тем более, что и при отказе двух двигателей к несим- метрии тяги приведет лишь 2/з возможных вариантов. Следова- тельно, можно принять, что и для четырехдвигательного самоле- та Я2=Л = л/?. Несколько иначе обстоит дело на самолете трехдвигатель- ной схемы. Если он способен лететь при отказе лишь одного из своих двигателей, вероятность полета с несимметричной тягой для него составит Р2 = 2/зПр = 2р, т. е. будет соответствовать ве- роятности отказа одного из боковых двигателей. Если же данный самолет может продолжать полет при вы- ходе из строя двух двигателей, к приведенной величине добавит- ся второе слагаемое, отражающее вероятность отказа одного из боковых двигателей в сочетании с отказом центрального. Одна- ко и здесь, ввиду того что в состав указанного второго слагае- мого войдет сомножитель /?2, оно может быть без практического ущерба для точности расчета опущено. Таким образом, общая формула для прикидочной оценки ве- роятности полета самолета одной из современных схем с не- симметричной тягой будет Р* = *'Р, (3) где п? — число двигателей, установленных на самолете вне плос- кости его симметрии. Данное обстоятельство нельзя не рассматривать как еще од- но положительное свойство самолетов, у которых хотя бы один из двигателей расположен в плоскости симметрии, в частности самолетов трехдвигательной схемы. На рис. 2 показаны значения вероятностей полета с неполной и несимметричной тягой в зависимости от вероятности выхода из строя изолированного двигателя для самолетов нескольких наиболее распространенных в настоящее время схем. Из срав- нения рис. 1 и 2 видно, что летательные аппараты, отличающие- ся наибольшей степенью безопасности (имеется в виду возмож- ность продолжения полета при отказе части двигателей), в то же время обладают наибольшей вероятностью полета с неполной и несимметричной тягой. Во всех случаях при современном уровне надежности авиа- ционных двигателей вероятность полета с неполной и несиммет- 19 ричной тягой на несколько порядков выше, чем вероятность вы- нужденного прекращения полета. Данное, характерное для авиации наших дней, обстоятельст- во делает задачу изучения динамики, техники пилотирования и методики построения полета современных двух- и многодвига- тельных самолетов с неполной и несимметричной тягой весьма актуальной. ЗА 8 W~5 6-Ю -5 -5 ff V 1-JC'5 0,5 Ю~5 р,< рг< п = Ь) п~Ь)у 1/ / / 1 1/ Р,(п=3)^ / А / У / / У 1/ / S* ^ / _S |/ . (п=< (п=< /i/ / ^ <^ 4 -рг >) 1) /^ ' ^ •^ Рг(п=3) ~Y\^ И i 10~5 1}5 Ю"5 l-W-S p Рис. 2. Вероятность полета с неполной Р\ и не- симметричной Р2 тягой в зависимости от веро- ятности выхода из строя изолированного дви- гателя р, для самолетов с различным числом двигателей п Говоря о вероятностных характеристиках полета с неполной и несимметричной тягой, следует иметь в виду, что статистиче- ские вероятности отказа двигателя определенного типа относят- ся обычно к определенному числу часов наработки. Если тре- буется получить значения вероятности РПр Р\ или Р%, отнесен- ные к другому параметру, например к пассажиро-километрам, то следует предварительно пересчитать соответствующую ис- ходную величину р, умножив ее на поправочный коэффициент 1 ft = - TVi где Т—время, к которому отнесена исходная величина вероят- ности отказа двигателя данного типа р, час\ 20 V—скорость полета (средняя) самолета данного типа, км/час; i — количество пассажиров. Результаты подобного пересчета показывают, что современ- ные скоростные многоместные самолеты при всех прочих равных условиях относительно более безопасны, чем тихоходные и рас- считанные на небольшое число пассажиров самолеты недавнего прошлого. Глава II ВОЗМУЩЕННОЕ ДВИЖЕНИЕ САМОЛЕТА ПОСЛЕ НАРУШЕНИЯ СИММЕТРИЧНОСТИ ТЯГИ 1. Момент несимметричной тяги. Реакция летчика При отказе двигателя, расположенного вне плоскости сим- метрии самолета, возникает момент несимметричности тяги МНт т, стремящийся развернуть самолет вокруг вертикальной оси, как это схематически показано на рис. 3. Величина момента несимметричной тяги равна произведе- нию расстояния z от линии действия тяги отказавшего двигате- ля до центра тяжести самолета на сумму тяги двигателя Р, расположенного симметрично отказавшему, и сопротивления от- казавшего двигателя <2ДВ: M^PZ+Q^^P + Q^Z. Аэродинамическое сопротивление отказавшего двигателя (2ДВ иногда достигает на практике величин, пренебрежение которы- ми привело бы к существенному занижению расчетных значений момента МНтТ по сравнению с фактическими. Так, например, полное аэродинамическое сопротивление са- молета, имеющего два турбореактивных двигателя, при полете на одном двигателе может увеличиваться до 125—130% от свое- го исходного значения, имеющего место в нормальном полете с симметричной тягой [19]. Основной причиной этого дополнительного сопротивления является авторотация неработающего двигателя. Следовательно, величина сопротивления (2ДВ зависит от оборотов авторотации. На самолетах с винтовыми двигателями величина оборотов авторотации значительно выше, чем на самолетах с ТРД или ТВРД, ввиду того, что регулятор оборотов винта во всех случа- ях (в пределах между упорами) изменяет угол установки ло- пастей таким образом, чтобы сохранилось исходное значение числа оборотов. 22 Особенно значительно сопротивление авторотирующего тур- бовинтового двигателя (ТВД), величина которого может даже существенно превосходить номинальную тягу исправного двига- теля того же типа. Физические при- чины данного явления и способы его ^ преодоления рассматриваются особо (в разд. 6 настоящей главы). Поскольку основной причиной возникновения дополнительного со- противления отказавшего двигателя РДв является его авторотация, для понимания сущности явления важ- но установить источник, из которого черпается энергия, необходимая для осуществления авторотации. Легко показать, что единственным таким источником может быть энергия встречного потока воздуха. Но та- кое заимствование энергетических ресурсов неизбежно влечет за собой дополнительное торможение потока и, как следствие этого, соответст- вующее повышение аэродинамиче- ского сопротивления. Преодоление возникшего дополнительного сопро- тивления требует либо увеличения тяги оставшихся исправных двига- телей, либо использования продоль- ной составляющей веса самолета, т. е. перехода от горизонтального полета к снижению (или от подъема к горизонтальному полету). Однако подобные меры не могут быть при- няты мгновенно, сразу же после от- каза одного из двигателей. После- дующая компенсация неполноты тяги, возникающей в подобном слу- чае, будет рассмотрена ниже (см. гл. III). Анализируя же возмущен- ное движение самолета в первые секунды после отказа бокового дви- гателя, следует исходить из того, что воздействие как несимметрии, так и в особенности неполноты тяги в эти первые секунды прак- тически не компенсируются какими-либо сознательными дейст- виями летчика. Причина этого заключается в том, что реакция человека на изменения внешней обстановки в соответствии с естествен- Рис. 3. Схема разворота само- лета под действием момента несимметричной тяги Мн.т: 7—прямолинейный полет с симмет- ричной тягой: 2—отказ одного дви- гателя Мн т:=:(Р+(Здъ )z', 3—разворот оси симметрии самолета под дей- ствием момента несимметричной тяги (траектория движения по инерции сохраняет прямолиней- ность); 4—траектория движения от- клоняется вслед за разворотом оси симметрии самолета 23 ными физиологическими законами возникает не мгновенно, а по истечении некоторого времени. Установлено, что величина этого промежутка, называемого временем реакции или просто реакцией, изменяется под дейст- вием ряда факторов в достаточно широких пределах. Так, 3. Гератеволь [5] указывает, что «...даже при идеаль- ных условиях продолжительность реакции у человека равна при- мерно 0,1 сек, в большинстве же случаев практической жизни между сигналом и вызванным им действием проходит значи- тельно больше времени». При этом, по данным Гератеволя, вре- мя реакции существенно зависит от характера раздражения. Так, даже при упомянутых идеальных лабораторных условиях, среднее время реакции оказалось: при осязательных раздражениях 0,09—0,19 сек, при звуковых раздражениях 0,12—0,18 сек, при зрительных раздражениях 0,15—0,22 сек. Интересно заметить, что, с точки зрения быстродействия, зрительный канал информации оказался далеко не наилучшим, но, несмотря на это, он является основным, определяющим дея- тельность человека в системе «пилот — самолет» благодаря ря- ду других преимуществ (объем информации, детальность, на- глядность и т. п.). В реальных условиях на время реакции человека оказывают влияние такие факторы, как сложность требуемой реакции, не- ожиданность, степень опасности (действительной или мнимой) внешнего воздействия и многие другие. В результате время ре- акции может увеличиться до нескольких секунд. Играют в данном случае определенную роль и природные качества человека. Известны люди со склонностью к более за- медленной или более быстрой реакции. Немалое значение име- ет и физиологическое состояние, в котором в данное время на- ходится человек. Под действием тренировки — общей, направленной на раз- витие быстроты реакции вообще, или конкретной, сводящейся к отработке определенных операций,— время реакции может быть существенно (иногда в несколько раз) сокращено. Таким образом, субъективные факторы, характеризующие человека, имеют в данном случае большое значение. Однако наибольшее влияние на время реакции человека все же оказы- вают объективные условия, в которых эта реакция должна про- явиться. К числу таких обстоятельств, прежде всего, относится сте- пень неожиданности явлений, требующих определенной ответной реакции со стороны человека, а также степень сложности этой реакции. Например, в таком классическом психо-физиологиче- ском эксперименте, как нажатие кнопки в ответ на загорание лампочки, задержка реакции у нормального здорового челове- ка обычно не превышает 0,15—0,20 сек. Стоит, однако, незначи- 24 тельно усложнить эксперимент, например потребовать нажатия кнопки при загорании лишь лампочки определенного цвета, как реакция, усложняясь, в то же время замедляется до 0,5—0,6 се/с. Необходимость выбора, оценки, принятия решения связана с расходом дополнительного времени. Еще более сложна, а значит, и замедленна реакция на собы- тия редкие (и, следовательно, маловероятные в каждый данный момент времени), тем более, если они к тому же небезразлич- ны с точки зрения безопасности человека, реакция которого ис- следуется (нетрудно заметить, что оба последних условия — не- ожиданность и небезопасность — полностью соответствуют слу- чаю отказа двигателя в полете). Реакция, требующая восприя- тия и оценки неожиданных и тем более опасных для человека явлений, определения как самой целесообразности ответных дей- ствий, так и состава этих действий, как показывают специаль- ные эксперименты, неизбежно растягивается во времени до ве- личин, превышающих время простой реакции (типа «лампоч- ка — кнопка») в несколько раз. В некоторых исследованиях пилотирования самолетов ука- зывается, что время реакции летчика на отказ двигателя может дополнительно возрастать вследствие того, что летчик несвое- временно обнаружит самый факт происшедшего отказа. Так, Н. В. Лебедев [9] высказал соображение, что «мало- опытному летчику далеко не всегда удается быстро обнаружить отказ одного из моторов, так как благодаря герметичности за- крытия кабины и наличия у летчика шлемофона на голове, плот- но закрывающего уши, ему бывает затруднительно определить отказ мотора на слух. Не может летчик сразу определить отказ мотора и по тахометру, так как регулятор оборотов винта... продолжает -сохранять постоянное число оборотов. Внешних признаков изменений в работе моторов, как-то: выхлопа из пат- рубков, дыма или пара из-под капота, увеличения колебаний од- ного из моторов по сравнению с другими и пр., при отказе мо- тора может и не быть, да если они и появятся, летчик не всегда сразу обратит на них внимание». Приведенное'рассуждение от- носится к винтомоторному самолету, однако эти соображения полностью применимы и к самолетам с газотурбинными двига- телями. Единственная оговорка, которую следовало бы сделать в связи с изложенной точкой зрения Н. В. Лебедева, сводится к тому, что перед летчиком по существу стоит задача реагировать не столько на сам факт отказа двигателя, как таковой, сколько на последствия этого факта, т. е. на возмущенное движение са- молета (в первую очередь, накренение), не заметить которого в подавляющем большинстве случаев невозможно. Поэтому сей- час принято определять момент отказа двигателя как момент заметного по поведению самолета или показаниям приборов уменьшения его тяги. 25 Правда, известны и такие случаи, когда летчик действи- тельно не замечал ни отказа двигателя, ни последующего воз- мущенного движения самолета. Один весьма опытный летчик, взлетая на тяжелом реактивном стратегическом бомбардиров- щике, четыре двигателя которого располагались в корневой ча- сти крыла в непосредственной близости к фюзеляжу, не обнару- жил выхода из строя в последней трети разбега одного из дви- гателей. Причина этого легко объяснима: определить из далеко вынесенной вперед кабины, работают ли четыре двигателя или три, на слух трудно; широкий диапазон взлетных весов, прису- щий данному самолету, помешал выработке у летчика привычки к определенной длине разбега; а главное и, без сомнения, реша- ющее — это отсутствие на самолете подобной компоновки сколь- ко-нибудь значительных по величине моментов несимметричной тяги при отказе одного из двигателей. Поэтому тенденция са- молета к развороту и кренению была настолько мала, что как сигнал на фоне шумов не воспринималась летчиком отдельно от внешних возмущений и легко парировалась незначительным по величине, выполняемым рефлекторно отклонением рулей. В случае же, когда отказ двигателя влечет за собой выра- женное возмущенное боковое движение самолета, от летчика, как будет показано ниже, требуется прежде всего парирование данного движения независимо от анализа причин, породивших его. Поскольку же и при таком образе действий реакция летчика не может быть мгновенной, принято рассматривать возмущен- ное движение самолета в течение первых нескольких (обычно пяти) секунд после отказа бокового двигателя как движение не- управляемое, происходящее без вмешательства летчика. Данное допущение целесообразно не только потому, что до- статочно близко отвечает фактическому положению вещей и от- ражает ситуацию, возможную на практике, но и потому, что рас- смотрение характеристик неуправляемого возмущенного движе- ния самолета в течение заданного промежутка времени после отказа бокового двигателя дает возможность объективно оце- нить его поведение в данном важнейшем случае полета и опре- делить соответствие (или несоответствие) этого поведения уста- новленным нормативам. На практике аэродинамические характеристики самолета не всегда достаточно эффективны, чтобы обеспечить в подобном случае полную приемлемость параметров его неуправляемого движения. Наиболее действенным средством преодоления этого недостатка является применение в системах управления совре- менных летательных аппаратов автоматических устройств, обес- печивающих резкое повышение степени демпфирования возму- щенного движения или даже активное парирование последнего (автопилотирование). Впрочем, включение элементов автомати- ки в системы управления практикуется в современном самоле- 26 тостроении настолько широко, что нет оснований связывать его исключительно с динамикой самолета при несимметричном от- казе тяги. Однако нет сомнения, что именно в этом, одном из наиболее сложных случаев летной практики, эффект действия автоматических стабилизирующих устройств сказывается в осо- бенно явном виде. В частности, следует отметить, что подобные устройства, обладая по сравнению с человеком существенно бо- лее высоким быстродействием, обеспечивают соответственно бо- лее своевременное вмешательство в управление при отказе боко- вого двигателя. Вероятное время запаздывания равно здесь не пяти секундам, а по крайней мере на порядок меньше. В резуль- тате и амплитуда возмущенного движения, особенно по крену, получается значительно меньшей и требует для своего парирова- ния относительно менее энергичных действий летчика. На боль- шинстве современных самолетов устанавливаются действующие независимо друг от друга демпферы по всем трем основным ка- налам: тангажа, рыскания и крена. Последние два особенно необходимы на самолетах, двигатели которых сильно разнесе- ны относительно плоскости симметрии. В качестве основного расчетного случая при исследовании возмущенного движения под действием несимметричной тяги обычно принимается отказ одного двигателя независимо от их количества на данном самолете. Это допущение также следует признать вполне обоснованным. Вероятность отказа современно- го двигателя вообще чрезвычайно невелика, и даже если допу- стить возможность отказа в том же полете независимо от первого еще и второго или большего числа двигателей, то во всяком слу- чае подобный отказ может возникнуть лишь тогда, когда возму- щенное движение самолета, вызванное отказом первого двига- теля, будет уже погашено. Одновременный же отказ двух взаим- но независимых двигателей на летательных аппаратах современ- ных схем следует считать практически невероятным. Такую воз- можность, по-видимому, придется предусматривать на самоле- тах вертикального взлета, на которых возможна установка 12, 16, 20 и более стартовых двигателей, само количество которых, а также характерный для них относительно малый ресурс, по- видимому, заставят по-новому подходить к оценке вероятности следующего отказа двигателя ранее, чем погашено возмущенное движение, вызванное предыдущим отказом. 2. Скольжение, вызванное отказом бокового двигателя, и его влияние на движение самолета Под действием момента несимметричной тяги самолет раз- ворачивается вокруг вертикальной оси; при этом поворачивает- ся и линия действия тяги работающих двигателей. Однако тра- ектория движения самолета не может мгновенно, без запаздыва- ния повернуться вместе с продольной осью самолета и линией 27 действия тяги. Этому препятствует инерция, присущая самоле- ту, как всякому материальному, обладающему массой телу. По- этому поворот траектории движения происходит с определенным отставанием относительно поворота продольной оси самолета. В результате между плоскостью симметрии самолета и направ- лением его движения (вектором скорости) образуется угол скольжения р, как это схематически показано на рис. 3. Если и далее не противодействовать движению самолета под действием момента Мн, т, величина угла скольжения будет стре- миться к некоторому значению pi, при котором установится рав- новесие между моментом Зона местной путевой неустойчивости несимметричной тяги и есте- ственно возникающим при скольжении восстанавли- вающим моментом путевой устойчивости AfPp (рис. 4): Ми -ж?з=о. Рис. 4. К понятию равновесного скольжения Величина угла скольже- ния, который может быть до- стигнут в случае неуправляе- мого движения самолета под угла действием момента несим- метричной тяги, колеблется в весьма широких пределах в зависимости от степени путевой устойчивости самолета, его энерговооруженности (т. е. относительной величины тяги двигателя, расположенного сим- метрично отказавшему), сопротивления отказавшего двигателя и особенно от разноса двигателей относительно плоскости сим- метрии. Последняя величина на существующих самолетах изме- няется в весьма широких пределах, и, естественно, при всех про- чих равных условиях выход из строя двигателей на самолетах, показанных в качестве примеров на рис. 5 и 6, вызовет моменты несимметричной тяги, отличающиеся один от другого пропор- ционально разносу указанных двигателей. Учитывая возможность выхода самолета в рассматриваемом случае на достаточно большие (измеряемые двузначным числом градусов) углы скольжения, желательно хотя бы качественно оценить, в какой степени опасно такое скольжение и в чем имен- но эта опасность проявляется. Скольжение может представлять опасность двоякого рода. Во-первых, при больших углах скольжения может возникнуть срыв потока, обтекающего вертикальное оперение, а иногда и заброс руля направления, в результате чего резко снизится пу- тевой восстанавливающий момент, угол скольжения возрастет в еще большей степени и самолет развернется относительно тра- ектории своего движения на такой угол, при котором сорвется 28 поток обтекания и с крыла, в результате чего может произойти даже сваливание самолета. Принято считать, что причиной сва- ливания является выход на закритические углы атаки. В боль- шинстве случаев летной практики это соответствует действитель- ности. В частности, большие углы скольжения оказывают значи- тельное влияние на величину критического (срывного) угла ата- Рис. '5. Самолет с внешними двигателями, сильно разнесенными относительно плоскости симметрии ки, действуя в сторону уменьшения последнего (рис. 7). Однако в некоторых ситуациях не исключена и возможность сваливания непосредственно в результате выхода на большие углы сколь- жения. К числу подобных ситуаций относится, как известно, по- теря путевой устойчивости самолетов на больших сверхзвуковых скоростях (М>2,5-^3). Однако в области нормальных крейсерских чисел М вероят- ность выхода на такие углы скольжения, при которых может сорваться поток с вертикального оперения, невелика. Вторая и, как показывает практика, проявляющаяся ранее всего, а потому наиболее реальная опасность, связанная со скольжением, заключается в возникновении возмущенного дви- 29 жения не только в путевой, но и в поперечной плоскости, т. е. в накренении самолета. Самолеты многих типов не столько разво- рачиваются, сколько кренятся в сторону отказавшего двигателя. Рис. 6. Самолет с двигателями, расположенными вблизи плоско- сти симметрии Г Характерно, что при оценке фактических параметров движения самолета ^при отказе бокового двигателя нормируется не какой- либо иной параметр, а именно величина крена, возникающего за установленный промежуток времени (чаще всего за 5 сек) после отказа без вмешатель- ства летчика. На первый взгляд может по- казаться странным, что прило- жение внешнего момента в пу- тевой плоскости влечет за со- бой ответную реакцию само- лета главным образом в пло- скости поперечной, в которой -Никакие внешние возмущения не действуют. Объяснение этого Рис. 7. Влияние скольжения па явления заключается в законо- величину критического угла атаки Мерностях ВЛИЯНИЯ боковой движение РЯМПП статической устойчивости на ?зд 4ГнасгоятРЙ™' ° Т0*!?1 подР°бнее говорится ниже (см. разд. 4 настоящей главы). Обе ее составные части-поперечная 30 и путевая устойчивости — находятся в тесной взаимной связи и проявляются, как правило, совместно. Поэтому, несмотря на то, что внешнее возмущение в рассмат- риваемом нами случае действует только в путевой плоскости, са- молет отвечает на него сложным боковым движением относи- тельно двух осей: х и у. Строго говоря, скольжение оказывает некоторое влияние и на аэродинамические моменты, действующие в третьей — продоль- ной плоскости. Однако в большинстве случаев это влияние от- носительно невелико. Исключение составляют самолеты с рас- пространенным в настоящее время Т-образным оперением, у ко- торых при скольжении развивается заметный пикирующий мо- мент. С точки зрения уменьшения вероятности сваливания, дан- ное явление следует оценить как благоприятное: при наличии скольжения самолет стремится опустить нос и выйти на меньшие углы атаки (что особенно существенно, если вспомнить показан- ную на рис. 7 характерную зависимость самой величины акр от р). Однако при этом нельзя не учитывать, что, например, при за- ходе на посадку пикирующий момент от скольжения складыва- ется с моментом того же знака, обычно возникающим при пере- воде механизации крыла в посадочное положение. В результате может заметно уменьшиться запас отклонений руля высоты, не- обходимый для выполнения выравнивания и посадки. 3. Уравнения бокового возмущенного движения самолета Уравнения бокового возмущенного движения представляют собой частные случаи общей системы дифференциальных урав- нений движения самолета для условий V=const, a = const, 0 = = const, coz = const и имеют вид: т (—--\-<ьхУу — ®yV* ) —Z+GcosftsinY; '•ъ-ъ*" ',*--%*•* "~ = <йх — <йу COSY tg », dt где JXf Jy — моменты инерции самолета ] относительно со*, со?/, coz — угловые скорости | соответствующих Мх, My — моменты внешних сил ' осей. у — угол крена § — угол тангажа 31 Преобразовав данную систему уравнений с учетом того, что величины р, у, сог/ и coz малы, можно получить: f==^+^sina+^cosa + ^!; dt mV mV d*x M A?* МУ —=-JLH—-чН—-<*>*; « у Г I ' г Г " rf* JjC JjC JX ^.---^Р + <Гвж + ^+^!!^,. d- /I/ /(/ /j, ' /j, -f^U-zCD, —<0- tg». J Чтобы получить результаты исследования боковой устойчи- вости определенного самолета при заданных условиях в наибо- (5) Отказ бокового двигателя. Возникновение момента, несимметричной тяги М^ Появление угла скольжения р 6 результате разворота с угловой скоростью шу ------------Н ОУ Возникновение под действием момента Л/н т угловой ско- рости рыскания ojy Появление угловой скорости крена. сиг в результате Воз- никновения реакции поперечно устойчивою самолета на. скольжение р Рис. 8. К пояснению последовательности явлений, сопутствующих 6oj ковомудвижению самолета под действием момента несимметричной тяга лее общем виде, определить характер возмущенного бокового движения (колебательного или спирального) и интенсивность его затухания, систему уравнений (5) подвергают дальнейшим пре- образованиям: приводят ее к безразмерной форме «и анализиру- ют корни характеристического уравнения, соответствующего ча- стным решениям указанной системы. Решение уравнений (5) позволяет рассчитать как свободное движение самолета, возник- шее под влиянием мгновенного возмущения, так и движение са- молета, вызванное моментом несимметричной тяги *. Физическая картина движения самолета после отказа боко- вого двигателя схематически представлена на рис. 8. Разумеется, не следует считать, что явления, отраженные в этой схеме, развиваются поочередно: сначала достигает неко- См., например, [10]. 32 торого установившегося значения угол скольжения, затем на- чинает расти угол крена и т. д. В действительности все указан- ные параметры изменяются в сложной взаимосвязи, с весьма малым опережением одних другими. Назначение приведенной схемы — показать основную линию причинно-следственных связей между явлениями, происходящи- ми с самолетом после несимметричного отказа силовой уста- новки. Среди величин, влияющих на закономерности изменения по времени углов скольжения и крена и угловых скоростей крена и рыскания, как видно из уравнений (5), наряду с возмущаю- щим моментом AfH.T видное место занимают производные, связы- вающие моменты Мх и My и силу Z с углом скольжения р и уг- ловыми СКОРОСТЯМИ СО* И СОг/1 7&—?L- м*—д-^?- л/гр —^- м^х^рМх- дъ9 м*- <% ' ту~ д? ' м* д«х ' где ЛО=-^; М™*=д-^; М"У=д-^, х д(лу ' у дых У дшу Z.=c,S^; Mx = mxSl^; My = mySl^-. Таким образом, оказывается, что боковое движение самолета при заданном внешнем возмущении определяется прежде всего коэффициентом путевого аэродинамического момента ту, коэф- фициентом поперечного аэродинамического момента тх и коэф- фициентом поперечной аэродинамической силы сг с учетом изме- нений угла скольжения р, угловой скорости рыскания щ и угло- вой скорости крена сох. 4. Коэффициенты поперечной и путевой статической устойчивости и их влияние на движение самолета с несимметричной тягой. Зависимость поперечной аэродинамической силы от скольжения Практически при проведении расчетов, исследовании харак- теристик боковой устойчивости самолетов, сравнении различных типов летательных аппаратов и т. п. удобнее пользоваться не производными самих сил и моментов, а производными их ко- эффициентов: 4_fe, „J_fe. mt^, m-^; т?=^; шу_дтх . со дту Шх ~~1— ' ШУ ~^~~ ' О<йу а ОЫХ 33 \ тх 1 -------- -0,01 \ / / / к " S ^s^ s' I S / , Поперечн чеустойчи 7<7 5 ОСТЬ -5 V'' / п т Л. ^ 1C V Р° / / / Поперечная ^\* устойчивость ^ Эти производные обычно называют коэффициентами боковой устойчивости. Экспериментально установлено, что в пределах небольших отклонений величины сг, тх, ту находятся в линейной зависимо- сти от величины р, т. е. изменяются прямо пропорционально ей. Точно так же имеют линейный характер и зависимости тх и ту от угловых скоростей со* и щ. Правда, это правило иногда име- ет исключения. Так, например, на некоторых самолетах в опре- деленном, обычно очень небольшом (±2°-i-50), диапазоне углов скольжения вертикальное оперение оказывается ча- стично затененным распо- ложенными впереди по потоку надстройками (блистерами, турелями), а на больших углах ата- ки— и самим фюзеля- жем. Вызванное данным явлением снижение сте- пени путевой устойчиво- сти вплоть до появления местной неустойчивости (га/>0), подобное пока- занному пунктиром на рис. 4, может повлечь за собой курсовые колеба- ния, затрудняющие прицеливание и способствующие повышению утомляемости экипажа. Однако с точки зрения величины заброса по рысканию при отказе бокового двигателя местную неустойчивость подобного рода не приходится считать опасной, так как уже при относи- тельно небольшом скольжении вертикальное оперение выходит из затенения к в дальнейшем работает нормально. Наибольшее влияние (по крайней мере у самолетов суще- ствующих схем) на характер бокового движения оказывают ко- эффициенты поперечной и путевой статической устойчивости т ? и mf . Коэффициент статической поперечной устойчивости т? име- ет отрицательный знак в том случае, если при возникновении скольжения у самолета появляется аэродинамический момент крена, направленный в обратную сторону, т. е. при наличии ста- тической поперечной устойчивости (рис. 9). Физически возникновение восстанавливающего (направлен- ного в сторону ликвидации возникшего скольжения) аэродина- мического момента крена объясняется тем, что в этом случае ле- вая и правая части крыла самолета обтекаются потоком встреч- ного воздуха неодинаково. Рис. 9. Зависимость коэффициента мо- мента крена тх от угла скольжения |3 34 Если крыло прямое и имеет некоторый угол поперечного V, то угол атаки полукрыла, вышедшего из-за скольжения вперед, увеличивается, а полукрыла, отошедшего по ходу назад, умень- шается. У стреловидного крыла на это явление дополнительно на- кладывается эффект разложения скорости встречного потока воздуха на составляющую, направленную по хорде (эффектив- ную), и составляющую, направленную вдоль размаха. Первая из них, численно равная V cos(x±J3), и определяет величину Обтекание левого полукрь/ла, fr'-sin(x-p) V Обтекание правого полукрыла /j^™(v® ч/ Рис. 10. Влияние стреловидности крыла на воз- никновение поперечных аэродинамических мо- ментов при скольжении подъемной силы соответствующего полукрыла. Отсюда и воз- никновение дополнительного момента крена при скольжении (рис. 10). Наконец, определенное влияние на момент крена при сколь- жении оказывает и фюзеляж. У высокоплана это объясняется в основном эффектом «пазухи» в области между фюзеляжем и кор- невой частью крыла, а у низкоплана — затенением некоторой части верхней поверхности крыла фюзеляжем со стороны, обрат- ной скольжению, поэтому у высокоплана поперечная устойчи- вость при всех прочих равных условиях несколько увеличивает- ся, а у низкоплана — уменьшается (рис. 11). Итак, у статически устойчивого в поперечном отношении са- молета аэродинамический момент Мх стремится накренить само- лет в сторону, обратную направлению скольжения. При накре- нении образуется боковая составляющая сила тяжести, которая увлекает самолет в сторону крена и, таким образом, способству- ет возвращению вектора скорости к плоскости симметрии аппа- 35 рата. Пройдя по инерции через это положение, самолет приоб- ретает скольжение в противоположную сторону, момент попереч- ной устойчивости начинает действовать в обратном направлении и вся последовательность явлений повторяется вновь (при нали- „Пазуха" Область азродинамического затенения \ *Ш Рис. 11. Момент крена при скольжении на самолетах с высо- ко расположенным и низко расположенным крылом чии у самолета динамической боковой устойчивости — с посте- пенным затуханием). На рис. 12 схематически показано движе- ние поперечно устойчивого самолета под действием внешнего возмущения. Предположим, что по некоторой причине (например, от ат- мосферного бокового порыва) самолет, ранее летевший без кре- на и скольжения (/), входит в скольжение под углом р (//). Возникший при этом момент поперечной устойчивости (Мх) за- мМ Рис. 12. Колебательное возмущенное движение самолета ставляет самолет крениться (///). Накренение, в свою очередь, приводит к появлению боковой составляющей веса (Gz), которая увлекает самолет вбок, в сторону крена, т. е. в нашем случае влево (IV). Возникает боковая составляющая скорости (У2), направленная также влево. 36 По мере своего увеличения эта составляющая, складываясь с продольной составляющей, вызывает сначала возвращение век- гора скорости V в плоскость симметрии самолета (т. е., уничто- жение скольжения), а затем — отклонение этого вектора в про- тивоположную сторону. Из скольжения против крена самолет переходит к скольже- нию в сторону крена, в нашем случае — влево (V). В результате изменения направления скольжения меняет свой знак и момент поперечной устойчивости Мх. Самолет выхо- дит из крена с угловой скоростью со*, переходит через нейтраль- ное положение и входит в обратный крен (VI). В дальнейшем колебания затухают или нарастают в зависимости от знака ко- лебательной динамической устойчивости, присущей данному са- молету. Таким образом, аэродинамический момент крена, возникаю- щий в данном случае, также действует в направлении устране- ния скольжения, но действует более сложным и косвенным пу- тем, чем момент рыскания. Движение происходит не в одной, а в двух плоскостях: путевой (тг), в которой имело место началь- ное возмущение, и в поперечной (yoz), в которой до этого ни- каких возмущений не было. Подавляющее большинство кренов при полете в возмущенной атмосфере («болтанке») вызывается не непосредственным воздействием внешних возмущений, а пред- ставляет собой реакцию поперечно устойчивого самолета по кре- ну на скольжение. Реакция эта почти всегда связана с возник- новением боковых колебаний самолета. Иногда в специальной литературе поперечная устойчивость характеризуется как «способность самолета автоматически уст- ранять возникающий крен». Подобная формулировка не может быть признана достаточ- е дтх но точной, так как не согласуется с определением гпх =-----— и д$ является, как будет показано далее, возможным источником не- которых распространенных недоразумений. Точнее было бы сказать, что статическая поперечная устой- "чивость представляет собой тенденцию самолета устранять скольжение при помощи обратного крена. Иногда, например в случае прямолинейного скольжения, эта тенденция действитель- но направлена на вывод самолета из крена. Но в общем случае проявление поперечной устойчивости непосредственно с наличи- ем крена не связано. Так, при правильном вираже (вираже, выполняемом без скольжения) наличие поперечной устойчивости никак не вызы- вает появления аэродинамического момента крена. А при несимметричном отказе двигателя, как будет показано ниже, поперечная статическая устойчивость проявляет себя диа- метрально противоположно тому, чего следовало бы ожидать по приведенной выше формулировке,— самолет, ранее летевший без 37 крена, после отказа бокового двигателя обнаруживает тенден- цию к накренению, иногда чрезвычайно резкому. На первый взгляд может показаться странным, что такое свойство, как устойчивость, приводит к усугублению возмущен- ного движения самолета. Однако в действительности никакого противоречия в этом нет. Вернее, противоречие имеет чисто тер- минологический характер. Соблюдение должной строгости формулировок в определе- нии понятия поперечной устойчивости особенно важно потому, что ни по одному другому вопросу устойчивости и управляемо- сти самолета не возникает столь частых недоразумений и не существует такого разрыва между понятиями, принятыми з аэро- динамике, с одной стороны, и представлениями, сложившимися у летного состава, с другой. Летчики действительно чаще всего склонны называть поперечно устойчивым самолет, хорошо со- храняющий постоянный угол крена. Но, к сожалению, чисто аэродинамическими средствами (без применения специальной автоматики) достигнуть этого невозможно: поперечный аэродина- мический момент непосредственно с углом крена не связан. Их связывает только скольжение. И если связь поперечного момен- та со скольжением есть величина при данных условиях доста- точно стабильная, определяемая знаком и абсолютной величи- ной коэффициента /п?, то сколько-нибудь закономерная связь между скольжением и креном в общем случае отсутствует. По- этому, если бы можно было условно приписать самолету спо- собность к осознанным действиям, как живому существу, то сле- довало бы сказать, что его накренение под действием попереч- ной устойчивости является не целью (устранить крен), а лишь средством достижения другой цели — устранения скольжения. Иногда достижение этой цели требует уменьшения крена — и тогда он уменьшается. Иногда же, например, при несимметрич- ном отказе двигателя, происходит обратное явление: крен энер- гично возрастает. Терминологическая неточность, в результате которой поня- тие поперечной статической устойчивости четко не отделяется от понятия хорошей поперечной стабилизации самолета, не раз приводила к недоразумениям. Так, все летчики, участвовав- шие в испытаниях одного четырехмоторного тяжелого самолета, единогласно пришли к выводу о том, что поперечная устойчи- вость этого самолета требует улучшения. Однако при этом одни летчики считали, что поперечная устойчивость должна быть по- вышена, а другие — что понижена. Соответственно противопо- ложными были и вытекавшие из этих диагнозов конструктивные рекомендации: увеличение угла поперечного V крыла в одном случае и его уменьшение — в другом. При испытании другого самолета летный состав единодушно отметил благоприятные характеристики поведения машины в поперечной плоскости. Она не имела тенденций к поперечной 38 раскачке при полете в возмущенной атмосфере, не кренилась чересчур энергично при имитации отказа одного из двигателей, легко вводилась в вираж и выводилась из него. Однако, когда в ходе последующих испытаний были замере- ны количественные характеристики поперечной устойчивости этого самолета и оказалось, что присущий ему коэффициент га? близок к нулю, т. е. что самолет поперечно нейтрален, в отчете об испытаниях было высказано пожелание увеличить его попе- речную устойчивость. Выполняя это пожелание, конструктор повысил угол попереч- ного V крыла на 1°, в результате чего самолет потерял некото- рую часть ранее присущих ему положительных свойств. Можно привести и обратные примеры, когда правильное по- нимание сущности явлений, сопутствующих проявлению попе- речной устойчивости, и грамотный выбор ее характеристик поз- воляли устранить ранее присущие самолету данного типа неже- лательные явления при боковом движении. Один из первых экземпляров нового пассажирского самоле- та при заходе на посадку и выполнении подтягивания на малой высоте внезапно вошел в крен, причем настолько энергичный, что только своевременные и четкие действия летчиков позволили избежать удара крылом о землю. Причина подобного поведения была быстро установлена: оказалось, что самолет обладал чрез- мерной степенью поперечной устойчивости, в результате чего угол скольжения, возникший при неизбежной небольшой несин- хронности нарастания тяги двигателей при осуществлении под- тягивания, вызвал появление значительного момента крена. В конструкцию самолета были внесены соответствующие измене- ния: увеличена почти в полтора раза площадь вертикального оперения и уменьшен на 1° угол поперечного V крыла. Послед- ствия такой доработки не замедлили сказаться. Поведение са- молета существенно улучшилось: как показано на рис. 13, даже полное выключение внешнего двигателя перестало вызывать у него тенденцию к сколько-нибудь резкому накренению. Приведенные примеры, число которых без труда можно было бы умножить, подтверждают неоднозначность понятий устойчи- вой стабилизации самолета по углу крена и статической попе- речной устойчивости, характеризуемой знаком и абсолютной ве- личиной коэффициента /п?. дгп.ц Коэффициент статической устойчивости пути т* = —^- так- же имеет отрицательный знак, если самолет в путевом отноше- нии устойчив, т. е. если при возникновении скольжения появля- ется момент рыскания, направленный в сторону совмещения про- дольной плоскости самолета с вектором скорости, что равнознач- но ликвидации скольжения. Такое движение самолета сходно с поворотом флюгера, поэтому статическую устойчивость пути ча- сто называют также флюгерной устойчивостью. 39 Основным элементом конструкции самолета, обеспечиваю- щим путевую устойчивость, является вертикальное оперение — киль, руль направления и «гребни» на хвостовой части фюзеля- жа. Чем больше величина статического момента вертикального оперения 5в.0/в.о (5в.о — площадь вертикального оперения, IB.O — расстояние от центра тяжести самолета до центра давле- ния вертикального оперения), тем при всех прочих равных усло- виях выше устойчивость пути. Полет с симмет- ричной тягой /Выключение Внешнего двигателя Время t Вынужденное вмешательство летчика. Рис. 13. Реакция самолета на несинхронность изменения тяги двигателей при подтягивании: 1—до проведения доработок; 2—после увеличения от- рицательного угла поперечного V и площади верти- кального оперения Существенно заметить, что под действием путевой устойчи- вости парирование результатов возмущения происходит наибо- лее естественным путем: отклонившийся самолет доворачивает- ся обратно вокруг вертикальной оси, пока его плоскость сим- метрии вновь не совпадет с вектором скорости, т. е. пока не исчезнет скольжение. Все движение происходит только в одной плоскости — той самой, в которой произошло отклонение от ис- ходного режима полета. Никаких движений в других плоско- стях при этом не возникает (рис. 14). Разумеется, на практике подобное поведение самолета воз- можно лишь в чрезвычайно редких случаях — при соблюдении условия 2Мх=0, т. е. при нейтральности в поперечном отноше- нии и полном отсутствии других поперечных моментов (от не- симметричной обдувки крыла, влияния щ на оь и т. д.). . В действительности же боковое движение самолета в общем случае определяется совместным действием моментов поперечной и путевой статической устойчивости, а также некоторых других моментов, о которых будет сказано ниже и влияние которых вы- ражено, как правило, слабее, чем влияние га^и т?. Соответственно этому и возмущенное боковое движение са- молета в общем случае представляет собой достаточно слож- ное сочетание движений рыскания и крена. 40 Для количественной оценки соотношения обоих указанных движений применяется показатель. _ wjr max ШУ max Индекс «max» указывает на то, что здесь в расчет входят взятые по огибающим максимальные значения амплитуд угло- ai'-- ~м=^- т^~ м Увн ^ Рис. 14. Действие изолированной путевой устойчивости самолета: /_к самолету прикладывается внешний путевой возмущающий момент М#вн; 2—под действием момента М. увн самолет разворачивается, возникает угол сколь- жения Э; 3—при наличии угла 0 возникает восстанавливающий момент путевой устойчивости My (3 ; 4—-под действием момента М у р самолет возвращается в исходное положение вых скоростей поперечного и путевого возмущенного движения, которые, вообще говоря, соответствуют разным моментам вре- мени из-за относительного сдвига колебаний (о* и щ по фазе (рис. 15). При разных значениях величины х, т. е. при разных соотно- шениях степеней поперечной и путевой статической устойчиво- Приложение внешнего Сдвиг по Рис. 15. Боковые колебания самолета (к явлению сдви- га изменений угловых скоростей крена и рыскания по фазе): 2« 2a.fi х = Mjr max " ^тах сти*, в боковом возмущенном движении самолета может преоб- * Кроме указанного отношения, на величину к оказывают некоторое влияние степень демпфирования крена, определяемая значением .коэффициен- та т^х , и относительная плотность самолета 2т P^QSl ' 41 ладать либо накренение, либо рыскание. Изменяя значение указанных коэффициентов (варьируя площадь вертикального оперения и угол поперечного V крыла, а также применяя авто- матические устройства различного рода), конструктор имеет воз- можность изменять в желаемом направлении характер бокового движения. Следовательно, возникает необходимость установить, какой характер движения является наиболее благоприятным, иными словами, какому способу самоустранения скольжения — креном или рысканием — надо отдать предпочтение? Опыт полетов на многих самолетах, обладающих различны- ми характеристиками боковой устойчивости, дает основания ре- шительно предпочесть рыскание, в котором, как было сказано, скольжение устраняется непосредственно за счет движения толь- ко в той плоскости, в которой возникло возмущение. Ликвида- ция же скольжения обратным креном сводится по существу к устранению возмущения в одной плоскости ценой создания но- вого (не вызванного внешними воздействиями) возмущения в другой. Причем указанное вторичное возмущение в ряде случа- ев может оказаться более вредным, усложняющим работу эки- пажа и даже более опасным, чем первичное. К числу подобных случаев относится и разбираемое здесь поведение самолета при отказе одного из его двигателей, рас- положенных вне плоскости симметрии. Известно, что самолеты некоторых типов при полете в воз- мущенной атмосфере («болтанке») обладают выраженной склонностью к поперечной раскачке с крыла на крыло. Даже незначительные внешние воздействия вызывают у них энергич- ные накренения, противодействие которым требует немало вни- мания и расхода физической энергии летчика. Как было пока- зано выше, подобное поведение вызывается чаще всего избытком степени поперечной статической устойчивости. При этом величина возникающих угловых скоростей и самих углов крена бывает настолько больше угловых скоростей и уг- лов рыскания, что последние вовсе не воспринимаются летчи- ком. Поведение самолета он расценивает как поперечную рас- качку в чистом виде, хотя в действительности налицо сложное боковое движение как в поперечной, так и в путевой плоскостях. Указанное обстоятельство дополнительно усложняет обнаруже- ние летчиком отказа бокового двигателя на самолете, обладаю- щем избыточной поперечной устойчивостью, так как на первый взгляд может оказаться затруднительным правильно оценить энергичное накренение, как следствие небольшого рыскания, почти незаметного на фоне интенсивного поперечного движения. Избыточное значение т^ по сравнению с т* приводит к ко- лебательной, а избыток ml по сравнению с т? — к так называ- 42 емой спиральной неустойчивости. Однако практика полетов по- казывает, что оба указанных явления нежелательны далеко не в одинаковой степени. Спиральная неустойчивость, проявляю- щаяся в плавном, медленном входе самолета в спираль с по- степенно нарастающим креном, почти не мешает пилотирова- нию, так как данное явление, если даже не будет прервано оче- редным внешним возмущением, легко парируется летчиком без заметной затраты труда и внимания. Опасных размеров оно может достичь лишь в том маловероятном случае, если самолет со свободным управлением будет предоставлен самому себе в течение длительного, измеряемого десятками секунд, времени. Многие современные самолеты обладают умеренной спиральной неустойчивостью, причем характерно, что летчики, пилотирую- щие их, даже не подозревают об этом, пока не убеждаются при проведении специальных испытаний, связанных с наблюде- нием за движением летательного аппарата без вмешательства летчика в течение длительного времени после приложения к не- му внешнего возмущения. Противодействие же колебательной неустойчивости требует от летчика практически почти непрерывной работы. Не заметить этот вид неустойчивости невозможно — никакие специальные эксперименты для этого не нужны, так как всякое внешнее бо- ковое возмущение вызывает у колебательно неустойчивого са- молета резкое накренение. Так, при резком отказе одного из моторов некоторые самолеты, чрезмерно устойчивые поперечно, например широко распространенный в годы войны пикирующий бомбардировщик Пе-2, кренились в сторону отказавшего мото- ра настолько энергично, что при небольшом промедлении или неточных ответных действиях летчика это приводило к перево- рачиванию машины. Сказанное наглядно подтверждается кривыми (рис. 16—20), характеризующими возмущенное боковое движение некоторого околозвукового реактивного самолета при различных значениях коэффициентов боковой статической устойчивости тх и mjj. Эти кривые получены в расчетах на аналоговой электронно-вычисли- тельной машине, в ходе которых имелась возможность варьиро- вать указанные коэффициенты, не меняя остальных параметров самолета, что при проведении натурных летных исследований трудно достижимо. В табл. 2 приведены значения характеристик коэффициентов боковой статической устойчивости, принятые в пяти исследован- ных вариантах. Все прочие характеристики — коэффициенты т*°хх, m*v, m^y9 т™* , с\9 а также данные самолета G, S, /. Jx, Jy и режима его полета F, Н — принимались во всех указанных пяти вариантах одинаковыми. В качестве внешнего возмущения было принято приложение 43 Таблица 2 № варианта »J «s тЦ ml X I —0,0002 —0,0008 0,25 1,10 II -0,0002 —0,0024 0,08 0,31 III -0,0006 -0,0008 0,75 3,34 IV -0,0006 —0,0024 0,25 0,97 V 0 -0,0024 0 0 момента рыскания, соответствующего отказу одного из двух рас- положенных на крыльях двигателей при крейсерском режиме их г Wj-,0) zpad/ct Г5 10 5 0 -5 —JO у '" /\ Р° 30 20 Ю 0 -Ю 7/7 / \ \ / N и, 1 1 ^ г 4 г\ X* i --• У ___-•-= Л !• ' " 1 ? t сек ^ Ч ^Г" — Ш ^ — \ \ \ ^ -»• ---- / /с \ "^ 1 k*^ * ----------------- х f Ш 7/7 -20 \ р ^ х' -«/7 Рис. 16. Возмущенное боковое движение само- лета: т? = —0,0002; т? = — 0,0008; х = 1,10 работы (-Р=0,5-РНом). Предполагалось, что данный момент не- симметричной тяги действует в течение 2 сек, после чего делает- ся равным нулю и дальнейшее движение самолета происходит свободно, т. е. по-прежнему без вмешательства летчика при не- изменном нейтральном положении рулей и элеронов. Подобная схема, при .некоторой своей искусственности, удобна для просле- живания влияния характеристик статической боковой устойчи- вости. Действительно, влияние коэффициентов га? и т^ прояв- ляется при сравнении кривых (см. рис. 16—20) в полной мере. Одновременно анализ кривых позволяет убедиться в несостоя- тельности распространенного представления, согласно которому характер возмущенного бокового движения самолета полностью определяется значением одного лишь соотношения коэффициен- тов боковой устойчивости, независимо от их абсолютных значе- ний. Так, кривые ;на рис. 16 и 19 соответствуют одному и тому 44 же соотношению m^im^ однако величина скольжения, дости- гаемая при малых абсолютных значениях обоих указанных ко- эффициентов (главным образом коэффициента т^ ), в полтора Рис. 17. Возмущенное боковое движение самолета: т? = -0^0002; т?-= —0,0024; х-0,31 раза больше, чем при больших их значениях. Очевидная разни- ца наблюдается и в движении крена: хотя величина возникаю- щего угла крена в обоих рассматриваемых случаях практиче- ски одинакова, темп происходящего процесса (изменение по времени угловой скорости сох) существенно различен. Рис. 18. Возмущенное боковое движение самолета: т? = — 0,0006; /я? =--— 0,0008; ъ = 3,34 Таким образом, боковое возмущенное движение самолета, в частности его поведение при несимметричном отказе тяги, зави- сит не только от соотношения характеристик поперечной и путе- 45 вой статической устойчивости, но и от абсолютных величин ука- занных характеристик. При скольжении, вследствие несимметричной обдувки встреч- ным потоком воздуха частей самолета — фюзеляжа, мотогон- Рис. 19. Возмущенное боковое движение самолета: WP =-0,0005; /я? = -0,0024; у, =0,97 дол, вертикального оперения — возникает поперечная аэродина- мическая сила Z, направленная перпендикулярно плоскости сим- метрии (рис. 21). Рис. 20. Возмущенное боковое движение самолета: /4 = 0; W5=0>0024'' x=z° Как показывают эксперименты, коэффициент этой силы _ 2Z °z~~ QSVi изменяется в зависимости от изменения угла скольжения |3 по закону, близкому к (Пропорциональному. Поэтому изменения си- лы Z по углу скольжения О'бычно выражают через коэффициент dcz ci=- 46 Как будет показано ниже, поперечная сила оказывает суще- ственное влияние на величину заброса угла скольжения самоле- та после отказа бокового двигателя, а также на характеристики установивше- гося полета с несимметричной тягой. 5. Демпфирование крена и рыскания. Влияние угловой скорости крена на момент рыскания и угловой скорости рыскания на момент крена (перекрестные вращательные производные) В предыдущем разделе было пока- зано влияние скольжения на возникнове- ние моментов Мх и Myt а также силы Z и на последующие изменения их вели- чин. Однако, кроме скольжения, на момен- ты крена и рыскания действуют угловые скорости крена оь и рыскания со-у. Строго говоря, действуют они и на аэродинами- ческую силу Z, но значительно слабее, чем скольжение; поэтому при анализе бокового возмущенного движения само- лета влиянием (Ох и <% на силу Z обычно пренебрегают. Едва ли не самым существенным из упомянутых влияний уг- ловых скоростей на боковое движение самолета при несиммет- ричном отказе тяги является демпфирование крена. При наличии угловой скорости со* истинные углы атаки лево- го и правого полукрыльев в результате геометрического сложе- ния поступательной скорости V и окружной скорости каждого данного сечения ыхг (z — расстояние между данным сечением и плоскостью симметрии самолета) оказываются различными (рис. 22). Местный угол атаки в сечениях опускающегося полу- крыла получается больше, чем в сечениях поднимающегося по- лукрыла*. Соответственно больше будет и подъемная сила опу- скающего полукрыла, в результате чего возникает демпфирую- щий момент крена. Демпфирующий момент всегда направлен против вращения. Поэтому в отличие от других аэродинамических моментов он не может быть восстанавливающим, действующим в сторону ликвидации уже возникшего отклонения. В этом заключается Рис. 21. Возникнове- ние поперечной аэро- динамической силы Z при скольжении * Здесь под опускающимся полукрылом понимается полукрыло, движу- щееся в сторону своей нижней поверхности, а под поднимающимся — дви- жущееся в сторону своей верхней поверхности, т. е. движение рассматрива- ется в системе координат, связанных с самолетом. Поэтому положение не из- менится, если самолет, вращаясь вокруг продольной оси, перевернется вверх колесами и относительно земли поднимающееся полукрыло превратится в опускающееся, и наоборот. 47 принципиальное отличие демпфирования от устойчивости Тем не менее в подавляющем большинстве случаев, в том числе при ?™бОК°*ОГО двигателя' влияние демпфирования на пило тажные свойства самолета, безусловно, благоприятно так как оно препятствует самому процессу отклонения ?^исходного ре жима полета, тем самым смягчая возмущенное движение самолета. На рис. 23 показаны характери- стики бокового возмущенного движения того же самолета, к ко- торому относятся кривые на рис. 19 с тем отличием, что степень демпфирования крена, одинако- вая во всех пяти рассмотренных выше вариантах, здесь уменьше- на вдвое. В результате при всех прочих равных условиях угловая скорость крена в течение первых 4—5 сек оказалась выше, чем во всех остальных исследованных вариантах, а угол крена превзо- шел по величине углы крена в про- чих вариантах в отрезке времени от 2 до 7—8 сек, т. е. фактически в течение всего периода, вне пре- делов которого рассматривать движение самолета после отказа двигателя, как происходящее без вмешательства летчика, уже вряд ли возможно. Поскольку явление демпфиро- вания порождено силовым взаи- модействием частей самолета с воздухом, оно зависит от плот- ности последнего. Поэтому на больших высотах, где воздух раз- режен, естественное демпфирова- бер ЧРМ Ня опои * ние пР°является значительно сла- оее, чем на средних или, тем более, малых высотах. оазбипяГр^ДГПфИР°ВаНИИ' СЛедует не Уткать из вида, что, 2аниеРпоямойФ,ИЗИЧеСКуЮ ПрИр°Ду' МЫ °™P*™cb на существо' вание прямой зависимости между приращением УГЛЯ ятя™ и кЖсГх^лГеМН°Й СНЛЫ' &°' "* «S, в^ла'Гза* критических углов атаки эта зависимость переходит в обрат- Жп^о вРнетГИЧеНИИ ° подъемная сила падает и после м" авГротац^ можНИМПУЛЬСа возникает авторотация. Поэтому *= дтл дыу Знак этой производной всегда отрицателен, так как демпфи- рующий момент по самой своей природе направлен в сторону, обратную направлению угловой скорости во всех возможных по- г Wj.Wj, град/се /с Y S ^ я° 7/7 / / \ р 7/7 Г / S (wy 7/7 п 1 7 \ \ ^ t 1 ^. ^ t^ tc ек ^ г ^ ^ чш X .N ^ '/ ' ^^ u ' 1П 0 N Л v ^ , ^ ^—-^ 7П ; с -\ ^^ 7П ID \ у / /7 -20 -?5 ^ 1 J - — — . ------- **^*~ -,Т/7 Рис. 23. Возмущенное боковое движение само- лета при пониженном демпфировании крена летных случаях за единственным исключением — при уже упо- минавшейся авторотации. Итак, из рис. 22 следует, что при наличии угловой скорости (Ох изменяются местные значения углов атаки а по сечениям обоих полукрыльев. Но из этого следует также, что и аэродина- мическое сопротивление полукрыльев будет различно, а именно: у опускающегося полукрыла больше, чем у поднимающегося. Следовательно, вращение самолета вокруг продольной оси вле- чет за собой появление аэродинамического момента и относи- тельно вертикальной оси. При этом самолет стремится развер- нуться в сторону опускающегося крыла. Попутно заметим, что существование такой связи способствует поддержанию коорди- нации при вводе в вираж и выводе из него. Количественно зависимость путевого момента от угловой ско- рости крена характеризуется величиной т°*=*!*М- ** до- казываемой иногда рыскания по крену. перекрестной вращательной производной 49 Аналогичным образом рассмотрим показанное схематически на р<ис. 24 движение рыскания с угловой скоростью щ. Из ри- сунка видно, что правое и левое полукрылья имеют различные поступательные скорости и вследствие этого соответственно раз- личные значения аэродинамического сопротивления и подъемной силы. Следовательно, наличие у самолета угловой скорости щ также влечет за собой возникновение дополнительных моментов крена и рыскания. В возникновении последнего играет опреде- ленную роль и боковая сила вертикального оперения ZB.0, воз- прав Рис. 24. Возникновение момента демпфирова- ния рьюкания пикающая при наличии угловой скорости щ из-за неизбежного в этом случае «заноса хвоста». Количественно связь моментов крена и рыскания с угловой скоростью со-/ характеризуется величинами тшу = ^х d^y dmy перекрестная вращательная 'производная крена по рысканию; т у = ~7^Г—демпфирование рыскания. Из четырех приведенных вращательных производных наи- большее, и притом явно положительное, влияние на движение самолета при отказе бокового двигателя оказывает величина демпфирования крена т"*, которая препятствует накренению, представляющему в этом случае наибольшую опасность. Демп- фирование рыскания пг^У оказывает при этом также положи- 50 тельное, но, как правило, значительно слабее выраженное влия- ние, в некоторой мере препятствуя «заносу хвоста», т. е. выходу самолета в область больших углов скольжения. Влияние пере- крестных вращательных производных гп^Р и т"ух на самолетах современных схем выражено в еще меньшей степени. Однако необходимо заметить, что в отличие от демпфирования пере- крестные вращательные связи играют при отказе бокового дви- гателя отрицательную роль, способствующую усугублению воз- мущения. Все основные величины, входящие в уравнения бокового воз- мущенного движения самолета, могут быть с достаточной для практики точностью определены при помощи испытаний моде- лей в аэродинамических трубах или по приближенным эмпири- ческим формулам. Следовательно, и характеристики указанного движения под действием момента несимметричной тяги (или другого известного внешнего возмущения) могут быть опреде- лены путем интегрирования данной системы уравнений на эле- ктронно-вычислительной машине или иным способом. Таким образом, исследователь и конструктор имеют возмож- ность прогнозировать (поведение самолета при отказе бокового двигателя, а в случае необходимости — выбирать средства улуч- шения этого шоведения: увеличение площади вертикального опе- рения, уменьшение угла поперечного V или применение искусст- венных средств стабилизации самолета относительно нужных осей (автоматические демпферы колебаний и т. п.). 6. Особенности поведения самолетов с турбовинтовыми двигателями при отказе бокового двигателя. Явление обратной тяги На безвинтовых самолетах момент рыскания, создаваемый сопротивлением отказавшего двигателя, обычно невелик по срав- нению с тягой двигателя, симметричного отказавшему и создаю- щему в данном случае главную часть суммарного момента не- симметричной тяги. К тому же и плечо относительно плоско- сти симметрии, на котором располагаются боковые двигатели большинства турбореактивных самолетов, меньше, чем у само- летов винтовых, у которых расположение двигателей в значи- тельной степени определяется диаметром винта. Особенно значителен момент аэродинамического сопротивле- ния турбовинтового двигателя, относительно большое удаление которого от плоскости симметрии самолета сочетается с чрез- вычайно большими значениями аэродинамического сопротивле- ния авторотирующего винта. У некоторых типов турбовинтовых двигателей это сопротивление на определенных режимах поле- та (IB области малых скоростей) оказывается в полтора-два раза больше, чем тяга того же двигателя на номинальном режиме. Главная причина возникновения такого сопротивления за- 51 ключается в том, что для вращения неработающего турбовинто- вого двигателя (так называемой холодной прокрутки) требуется* приложение значительно большего крутящего момента, чем для вращения неработающего поршневого двигателя. Энергия, затрачиваемая на сжатие смеси (или воздуха, если топливный кран на отказавшем двигателе перекрыт) в цилинд- рах поршневого мотора, не теряется полностью и производит по- лезную работу во время последующего такта расширения. На долю внешнего крутящего момента остается лишь преодоление трения частей прокручиваемого мотора и компенсация потерь тепла, переходящего от сжатой смеси к стенкам цилиндров. Иное дело — холодная прокрутка газотурбинного (в том числе турбовинтового) двигателя, у которого энергия, затрачен- ная на сжатие воздуха в компрессоре, в дальнейшем полезной работы по вращению двигателя почти не производит. Поэтому холодная прокрутка в данном случае требует приложения мо- мента, обеспечивающего не только преодоление трения в конст- рукции двигателя, но всю работу по сжатию воздуха в его ком- прессоре. На турбореактивном двигателе (ТРД) это приводит к соот- ветствующему снижению оборотов авторотации без заметного роста сопротивления. Но на турбовинтовом двигателе (ТВД) автомат постоянных оборотов винта поворачивает лопасти по- следнего в сторону уменьшения их шага так, чтобы поддержать и в условиях авторотации то значение оборотов, на которое ука- занный автомат отрегулирован. При этом винт, работая как вет- рянка, развивает необходимую, в ряде случаев весьма значи- тельную, величину крутящего момента, но в то же время неиз- бежно создает и чрезвычайно большое сопротивление, называе- мое иногда обратной тягой. Для прикидочной оценки величины этого сопротивления мож- но считать, что каждая тысяча лошадиных сил мощности ТВД дает при отказе последнего и авторотации его винта около 900— 1000 кГ обратной тяги. Если сравнить мощность, развиваемую турбовинтовым дви- гателем на турбине, с полезной мощностью, реализуемой навоз- душном винте, то первая оказывается больше последней в 2,5— 3 раза. Разность между этими двумя величинами расходуется на преодоление трения движущихся частей двигателя, на вра- щение установленных на ней вспомогательных агрегатов, ,но прежде всего на прокрутку его мощного компрессора. Кроме изложенных обстоятельств, следует иметь в виду и то, что номинальные мощности современных турбовинтовых двига- телей в два, три и более раз превышают мощности поршневых моторов последних конструкций, и это увеличение номинальной мощности, независимо от изложенных принципиальных особен- ностей ТВД, само по себе также вызывает дополнительное воз- растание крутящего момента, необходимого для их прокрутки. 52 В реальных условиях полета мощность, потребная для авто- ротации отказавшего двигателя, может быть получена только за счет вращения воздушного винта в набегающем потоке воздуха, т. е. в конечном счете за счет тяги двигателей, оставшихся исп- равными. В последнее время появились конструкции двухконтурных турбовинтовых двигателей, например ТВД-10, у которых винт и компрессор не имеют между собой жесткой кинематической свя- зи. Авторотация винта в таком двигателе может иметь место при неподвижном (или вращающемся со сколь угодно малой угловой скоростью) компрессоре и, следовательно, не влечет возникно- вения сильной обратной тяги. На турбовинтовых самолетах быстрое и безошибочное опре- деление отказавшего двигателя иногда бывает связано с еще большими затруднениями, чем на самолетах с поршневыми мо- торами. Винт-автомат в широком диапазоне скоростей и после отказа двигателя сохраняет прежние обороты благодаря авто- матическому переходу на меньшие углы установки. Поэтому по показаниям счетчиков оборотов определить отказавший двига- тель затруднительно. Можно в подобных случаях ориентировать- ся по изменениям температуры газов за турбиной или давления топлива, которые на отказавшем двигателе будут несколько от- личаться от работающих. Но наиболее ясные показания дает ин- дикатор крутящего момента (ИКМ). Этот прибор и следует счи- тать основным для определения отказавшего двигателя в поле- те на турбовинтовом самолете. Разумеется, с точки зрения программирования первых дейст- вий летчика, безразлично, какой именно двигатель отказал. Пи- лот в этом случае действует как можно быстрее, не ожидая оп- ределения конкретного «виновника» возмущенного движения, ко- торое требует немедленного парирования и, в сущности, само по себе с исчерпывающей ясностью дает понять, с какой сторо- ны находится отказавший двигатель. Но для дальнейших дей- ствий (например, принудительного ввода винта отказавшего дви- гателя во флюгерное положение, перекрытия топливных кранов и т. д.) необходимо точно знать не только с какой стороны, но и какой именно двигатель отказал. Это заставило вводить на самолетах с турбовинтовыми двигателями специальные системы индикации отказа (прекращения или снижения тяги) двигате- лей. Однако практика показала, что и этого недостаточно. Со- противление винта авторотирующего турбовинтового двигателя на некоторых режимах полета бывает настолько велико, что каждая лишняя секунда, в течение которой действует это со- противление, заметно усугубляет отклонение самолета от исход- ного режима. Только автоматизация флюгирования винта от- казавшего двигателя может обеспечить одновременно безоши- бочность и достаточно быстрый темп выполнения этой насущно важной операции. Поэтому система всережимного (действующе- 53 го на любом режиме полета или работы двигателя) автоматиче- ского флюгирования должна быть обязательной принадлежно- стью силовой установки каждого турбовинтового самолета. Эта система автоматически приводится в действие и перево- дит винт во флюгерное положение от срабатывания датчиков различного рода, реагирующих, например, на падение крутящего момента, на появление определенной, наперед заданной величи- ны сопротивления («обратной тяги») винта, на превышение мак- симально допустимого числа оборотов (раскрутку), на падение давления масла и т. п. Это гарантирует действие системы авто- матического флюгирования ^момент отказа, двигателя ^ « tV) ? О ^ Оо § I с-> 1 <^> I Время t Начало автомати- ческого фл>°- Начало ручного флюгировъния гирования „ Заброс11 сопротивления при всех практически воз- можных вариантах отказа двигателя, но тем не менее не освобождает летчика от необходимости четко и свое- временно парировать возму- Смороспь V Рис. 25. Изменение аэродинамиче- ского сопротивления («обратной тя- ги») винта турбовинтового двигателя при ручном и автоматическом флюги- ровании: Л—тяга работающего двигателя; Б—сопро- тивление отказавшего двигателя с зафлю- гированным винтом; В—сопротивление от- казавшего двигателя с авторотирующим винтом Вращение на. постоянном угле установки (на упоре) \ Ii Рис. 26. Зависимость аэроди- намического сопротивления ав- торотирующего винта турбовин- тового двигателя от истинной скорости полета щенное движение самолета. Даже автоматизированный ввод винта отказавшего двигателя во флюгерное положение происхо- дит не мгновенно, он продолжается 4—8 сек, в течение которых аэродинамическое сопротивление винта может успеть создать за- метный импульс торможения и существенно повлиять на поведе- ние самолета (рис. 25). Наконец, надо заметить, что сопротивление винта автороти- рующего турбовинтового двигателя на разных скоростях неоди- наково: оно имеет максимум в районе установки винта на упор, что у большинства современных самолетов происходит на инди- каторной скорости порядка 270—320 км/час. На меньших ско- ростях сопротивление винта несколько падает. Еще более ин- тенсивно оно падает при уходе в область больших, крейсерских скоростей полета* (рис. 26). См., например, [13]. 54 Кроме изложенных обстоятельств, влияющих на величину момента несимметричной тяги, у самолетов с поршневыми и тур- бовинтовыми двигателями (особенно у последних) существует еще одна причина, способствующая еще большей интенсивно- сти накренения в сторону отказавшего двигателя,— несиммет- рия распределения подъемной силы вдоль размаха крыла, выз- ванная прекращением его обдувки одним из винтов. Струя воз- духа, отбрасываемая винтом назад и омывающая расположен- ный за ним участок крыла, существенно повышает местную ско- рость обтекания, а значит, и подъемную силу, развиваемую дан- ным участком крыла. Прирост подъемной силы от обдувки вин- тами может быть довольно значительным: так, например, если сравнить полет современного турбовинтового самолета при ра- боте двигателей на холостом ходу и на номинальном режиме, то в последнем случае при всех прочих равных условиях (оди- наковый угол атаки, число Мит. д.) коэффициент подъемной силы может быть на 30—40% выше, чем в первом. На крейсер- ских режимах эффект обдувки крыла винтами, разумеется, сла- бее, чем на номинальном, но все же достигает заметной вели- чины. Поэтому в случае отказа одного из двигателей и прекраще- ния обдувки соответствующего участка крыла возникает несим- метрия распределения подъемной силы вдоль размаха и момент крена, направленный, как и момент поперечной устойчивости, в сторону отказавшего двигателя. Трудно заранее сказать, какой из этих моментов больше по величине. Это зависит как от режима полета, так, особенно, и от типа самолета. На самолетах с турбореактивными двигателями никакой дополнительной обдувки крыла нет и, следовательно, момент крена, возникающий при отказе двигателя, своим про- исхождением в основном обязан скольжению и проявлению поперечной устойчивости. Зато, с другой стороны, можно пред- ставить себе турбовинтовой самолет с прямым крылом, имею- щим такой угол поперечного V, при котором абсолютная вели- чина коэффициента поперечной устойчивости т| равна нулю. У такого самолета при отказе бокового двигателя появление скольжения не вызовет тенденции к крену, однако несимметрия обдувки скажется в полной мере. 7. Особенности поведения самолета со стреловидным крылом после отказа бокового двигателя. Явление обратной реакции по крену на скольжение Характер возмущенного движения самолета после отказа бо- кового двигателя, как было показано выше, в значительной сте- пени определяется соотношением угловых скоростей крена и ры- скания. Желательно, чтобы не имела места тенденция к энер- 55 >а-Н § cr I §.^! eg Ci Co c «-0 ^ tt: c: e| Co >»' гичному накренению в сторону отказавшего двигателя. Наибо- лее эффективным средством предотвращения подобной опасной тенденции является правильный выбор степени поперечной ста- тической устойчивости, зависящей от ряда факторов, но прежде всего — от угла поперечного V крыльев. Казалось бы, в руках конструктора имеется средство, поз- воляющее обеспечить каждому самолету характеристики попе- речной устойчивости, наиболее благоприятные во всех возмож- ных в полете ситуациях, в том числе и при несимметричном от- казе двигателя. Однако, к сожалению, не все конструктивные схемы самоле- тов позволяют так легко достичь желаемой степени поперечной статической устойчивости. В о _________Угол атака а^ частности, это связано с серьез- •^ \ ными затруднениями на само- летах со стреловидными крыль- ями, у которых поперечная ""•-----(-* устойчивость в сильной степени зависит от угла атаки (рис.27). С увеличением угла атаки (при заходе на посадку, в полете вблизи практического потолка, п„ п л, на развороте с предельно до- Рис 27. Зависимость коэффици- ^ г г ^ * ента статической поперечной ус- пустимым креном И СООТВ6ТСТ- тойчивости ml от угла атаки а: вующей перегрузкой) попереч- сплошная линия-стреловидное крыло; НаЯ УСТОЙЧИВОСТЬ СТРеЛОВИД- пунктир — прямое крыло ного крыла сильно возрастает и поэтому отказ бокового дви- гателя на таких режимах полета представляется особенно опасным. Приходится мириться с тем, что, подобрав угол поперечного V, обеспечивающий желаемые характеристики поперечной устой- чивости на каком-то одном (чаще всего крейсерском) угле ата- ки, конструктор оставляет на всех других углах атаки попереч- ную устойчивость либо выше, либо ниже оптимальной. Поэтому почти всем самолетам со стреловидными крыльями при отсутствии (или выключении) средств автоматической ста- билизации в полете на больших углах атаки присуща избыточ- ная поперечная устойчивость, а значит и такие неприятные в пилотировании особенности, как боковая раскачка в возмущен- ной атмосфере (болтанке) и энергичное накренение при несим- метричном отказе двигателей. Это послужило одной из причин, вызвавших применение на современных самолетах разного рода «автоматов устойчивости» (демпферов колебаний), чаще всего электронных, которые практически устраняют или, во всяком случае, существенно смягчают проявление указанных неблаго- приятных пилотажных особенностей. Кроме угла атаки, на поперечную устойчивость стреловидно- 56 го крыла иногда влияет и число М (отношение скорости полета к'скорости звука). Речь идет о так называемой обратной реакции по крену на скольжение, являющейся одним из возможных проявлений вол- нового кризиса. Обычная реакция самолета по крену на скольжение присуща поперечно устойчивой машине и, как было показано выше, про- является в тенденции к накренению в сторону, противополож- ную скольжению. Поэтому нормальный самолет кренится в сто- рону отклоненной педали руля направления, а в случае отказа бокового двигателя — в сторону этого двигателя. В течение всей своей лет- ной жизни пилот привы- кает к этой закономерно- сти и с полным основа- нием считает ее «прямой», нормальной. ____________________________ Однако оказывается, О М что в некоторой области чисел М, близких к еди- ^ ^^^ГоТлыХ^чЙа м" П°ДЪ" нице, такая привычная за- сплошная линия — крыло с малой стреловид- КОНОМерНОСТЬ Нарушается ностью; пунктир — крыло с большой стрело- и, 'более того, превра- видностью щается в обратную. На рис. 28 показано изменение коэффициента подъемной си- лы в зависимости от числа М при различных углах стреловид- ности крыла. На докритических значениях числа М подъемная сила мало зависит от стреловидности. Имеющееся незначитель- ное различие оказывается в пользу малых углов стреловидно- сти, при которых подъемная сила получается несколько выше, чем при больших. Но после достижения критического числа М коэффициент подъемной силы резко уменьшается, а затем вос- станавливается до значений, близких к докритическим. При этом существенно, что такой «провал» значений коэффициента подъемной силы при больших углах стреловидности начинается позже ,(на больших числах М) и проявляется слабее, чем при малых. В результате этого кривые, показанные на рис. 28, пере- секаются так, что в некотором диапазоне чисел М подъемная си- ла в отличие от обычного положения растет при увеличении уг- ла стреловидности крыла и падает при его уменьшении. На рис. 29 показано в плане стреловидное крыло при полете со скольжением. С той стороны, в которую происходит скольже- ние, крыло имеет как бы меньшую, а с противоположной сторо- ны — большую стреловидность, чем в симметричном полете. По- этому и подъемная сила на стороне, противоположной скольже- нию, в указанном диапазоне чисел М оказывается больше. Воз- 57 пикающий вследствие этого момент крена будет направлен в сторону скольжения. Если при полете в диапазоне чисел М, где наблюдается дан- ное явление, отклонить педаль руля направления, то самолет бу- дет крениться в сторону, обратную этому отклонению. Такое поведение самолета, представляющее собой по суще- ству поперечную статическую неустойчивость (т^>0), и назы- вается обратной реакцией по крену на скольжение. Оно может <й^ Рис. 29. Изменение эффективного угла стре- ловидности х левого и правого полукрыльев -при полете со скольжением (3 проявляться только в диапазоне чисел М, в котором существует показанное на рис. 28- соотношение «провалов» подъемной силы при различных углах стреловидности. Практика полетов показывает, что, хотя наличие обратной ре- акции по крену на скольжение требует от пилота на некоторых режимах полета повышенного внимания, нет оснований переоце- нивать серьезность этого явления. На современных самолетах руль направления в полете почти не используется. Управление боковым движением самолета (ви- ражи, развороты, спирали и другие эволюции) осуществляется практически одними элеронами. Едва ли не единственным исклю- чением из этого правила являются взлет и посадка, когда пари- рование порывов ветра (особенно боковых) иногда требует ощу- тимых отклонений руля направления. Но число М при взлете и посадке настолько ниже критического, что никаких проявлений волнового кризиса, в том числе и обратной реакции по крену на скольжение, на этих режимах быть не может. В большинстве же остальных случаев отклонения руля направления весьма малы и, следовательно, столь же малы возникающие от этого скольже- ния. Именно данным обстоятельством, по-видимому, и объясняет- ся тот факт, что пилоты часто летают на скоростях, при которых имеет место обратная реакция по крену на скольжение, не заме- чая этого явления. Характерно, в частности, что при испытаниях многих самолетов обратная реакция была обнаружена только на специальных пробах («дачах» руля направления при различных числах М или разгонах со скольжением), а в полетах по дру- 58 гим заданиям, во время 'которых самолет неоднократно прохо- дил полный диапазон чисел М, оставалась незамеченной. Таким образом, при обычном пилотировании пилот скорее всего никаких помех пилотированию от о'братной реакции 'не ощутит. Однако существуют, в виде исключения, режимы полета, при которых пилот пользуется более или менее значительными от- клонениями руля направления даже на больших скоростях. И здесь неожиданность проявления обратной реакции (вызванная как раз тем, что обычно пилот этого явления не замечал и не привык к нему) может вызвать весьма неблагоприятные послед- ствия. К числу подобных исключений следует отнести полет в плот- ном строю (в частности, уточнение своего положения относи- тельно ведущего по интервалу), вывод скоростного самолета из крутой спирали, а также — отказ бокового двигателя. Если такой отказ произойдет в области чисел М, при которых проявляется обратная реакция по крену на скольжение, то са- молет будет крениться не в сторону отказавшего, а в сторону работающего двигателя. Правда, в большинстве случаев степень поперечной неустой- чивости, имеющая место при обратной реакции самолета по кре- ну на скольжение, невелика и накренение самолета, хотя и в «неожиданную» сторону, протекает достаточно вяло и без труда парируется пилотом. При числе М, соответствующем границе между областями нормальной и обратной реакций по крену на скольжение, попе- речная устойчивость самолета в сущности равна нулю и отказ одного из двигателей вызовет только разворот без сопутствую- щего ему накренения, что, с точки зрения пилота, может быть расценено только положительно. Вне области обратной реакции отказ бокового двигателя на самолете со стреловидным крылом при сравнительно малых ско- ростях полета по прибору, т. е. при больших углах атаки, влечет за собой, как было сказано, более интенсивную тенденцию к крену, чем при больших приборных скоростях и соответственно малых углах атаки. 8. Оптимальные приемы пилотирования при неожиданном отказе бокового двигателя Характер движения самолета, у которого неожиданно отка- зал один из боковых двигателей, как было показано выше, оп- ределяется совокупностью ряда присущих ему конструктивных и аэродинамических параметров. К числу таких параметров отно- сится расположение двигателей, их тип (ТРД, ТВД или др.), ре- жим работы в момент отказа, распределение массы самолета от- носительно его продольной оси, характеристики путевой и попе- 59 речной статической устойчивости, а также аэродинамического демпфирования (особенно демпфирования крена) и т. д. Раз- личия в величине перечисленных параметров влекут за собой со- ответствующие особенности поведения самолетов при несиммет- ричном отказе тяги. Однако не одними конструктивными и аэродинамическими особенностями определяется поведение самолета в этом слож- ном случае. Большое значение имеют действия летчика: их своевремен- ность, четкость и соразмерность. Именно влиянием действий летчика объясняется тот общеизвестный факт, что один и тот же самолет при одинаковом исходном режиме полета под уп- равлением одного летчика после отказа бокового двигателя не выходит за пределы допустимых положений^ пространстве, а ес- ли за штурвалом находится другой летчик — доходит до опас- ных величин крена и скольжения. Разумеется, во всех возмож- ных в полете случаях — в том числе и при внезапном отказе двигателя — пилотирование не должно требовать от летчика чрезмерно высокой квалификации или находиться в противоре- чии с обычно принятыми, привычными приемами управления са- молетом. Таковы требования большинства действующих Норм летной годности самолетов. Однако относить правильную по на- правлению, соразмерную по величине и не выходящую за приня- тые допуски по запаздыванию реакцию летчика на отказ двига- теля к признакам его чрезмерно высокой квалификации — нет оснований. Разумеется, при условии, что характеристики лета- тельного аппарата, прежде всего по энерговооруженности, ус- тойчивости и управляемости, обеспечивают выполнение необхо- димых маневров и отвечают требованиям упомянутых Норм. Для обеспечения своевременности реакции летчика на возник- новение несимметрии тяги необходимо, чтобы его действия по парированию отклонений от исходного режима полета следова- ли непосредственно за начавшимся возмущенным движением не- зависимо от сознательного анализа всех обстоятельств проис- шествия, т. е. установления самого факта отказа, определения, какой из двигателей отказал, и тем более принятия возможных мер по восстановлению нормальной работы силовой установки. Все эти акции, зачастую затрудненные особенностями средств индикации работы современных силовых установок, разумеется, должны быть предприняты, но независимо от того и только после того, как будут приняты все необходимые меры для пога- шения возмущенного движения самолета, так как всякое про- медление с последним может привести к опасным последствиям. Данные многочисленных психофизиологических эксперимен- тов, подтвержденные летной практикой (как и практикой дея- тельности операторов сложных динамических систем иных наз- начений), свидетельствуют о том, что наиболее надежным средством обеспечения достаточно быстрых и в то же время чет- 60 ких действий является натренированность человека в выполне- нии данных действий, автоматизм, привычность необходимой ре- акции. Но, с другой стороны, очевидно, что привычной, хорошо от- тренированной может быть только реакция, многократно повто- ряемая. Редкие явления — к числу которых в наше время при- надлежит отказ авиационного двигателя — привычными быть не могут. Отсюда вытекает целесообразность проведения систематиче- ских тренировок летного состава в управлении самолетом при имитациях отказов боковых двигателей. В интересах обеспечения должной безопасности подобных тренировок необходимо раз- рабатывать методику их проведения по принципу постепенного усложнения. Для этого следует начинать с плавной уборки са- мим тренирующимся летчиком оборотов (тяги) двигателя, рас- положенного наиболее близко к плоскости симметрии самолета, на скорости, близкой к крейсерской, и постепенно дойти до резкой отсечки тяги критического (т. е., как правило, внешнего) двигателя, выполняемой инструктором или контролирующим ли- цом на подъеме с относительно малой поступательной скоростью при работе силовой установки на повышенном (номинальном или максимальном) режиме. Кроме того, независимо от проведения тренировок, важно, чтобы на каждом этапе полета — о]^?ШЬ^ Д° пробе- га нагюсадке—jieT4HK поддерживал в себе внутреннюВТотов- нб^сте^'ВЕУП^*^Тлравильно реагировать на неожиданный отказ даитаТ1ГляГ* При этом он должен отдавать себе отчет, что интен- сивность возмущенного движения самолета в этом случае на раз- ных режимах полета может быть существенно различной. Так, например, на большой высоте, где уменьшение плотности возду- ха вызывает резкое снижение демпфирования, крен самолета при полете в области докритических углов атаки будет разви- ваться при всех прочих равных условиях значительно энергич- нее, чем на малой высоте. Точно так же есть основания ожидать различной интенсивности возмущенного движения при отказе бо- кового двигателя одного и того же самолета на разных скоро- стях полета. Выше было показано, что аэродинамическое со- противление авторотирующего турбовинтового двигателя имеет выраженный максимум на некоторой скорости; естественно, что в случае отказа двигателя на данной скорости пО|ВЫшенный мо- мент несимметричной тяги вызовет соответственно больший, ^ем при других значениях исходной скорости, эффект. Другая об- ласть скоростей полета, в которой отказ бокового двигателя осо- бенно опасен, соответствует предельно допустимым значениям числа М на сверхзвуковых самолетах /рдс.ЛШ. Четкое представление о характере и интенсивности возму- щенного движения, которое можно ожидать в случае несим- метричного отказа тяги на определенном самолете при опреде- 61 ленном исходном режиме полета, существенно снижает элемент неожиданности и тем самым способствует своевременности и правильности мер противодействия, принимаемых летчиком. Следует заметить, что и сам характер действий органами уп- равления при парировании возмущенного движения самолета, в частности накренения при отказе бокового двигателя, несколь- ко отличается от привычного и общепринятого, когда управление путевым движением осуществляется рулем направления, а по- перечным — элеронами. -ту t 0,002 ч^ ^ §? %-э с^> о: ^ 1^ | о *1 I В 0,002 - & а: + /7Z Предельно допустимое число М по запасу путевой устойчивости Минимальный допуг,тчмы< путевой устойчивости Ю \ 2,0 ~ Полная потеря путебии устойчивости (т^ =0) Рис. 30. Зависимость коэффициента статической путевой устойчивости m у сверхзвукового самолета от числа М Причина этого заключается в том, что, как было показано выше, основной причиной накренения поперечно устойчивого са- молета при отказе бокового двигателя является возникающее в этом случае скольжение. Отсюда следует, что основным средством противодействия на- кренению самолета при отказе бокового двигателя должно быть парирование скольжения. Столкнувшись с неожиданным накренением самолета (как мы видим, именно так проявляется обычно отказ двигателя), летчик должен, наряду с использованием элеронов, энергичным отклонением педали руля направления в обратную сторону удер- жать самолет от дальнейшего накренения. Такая реакция не в полной мере соответствует приведенному выше требованию Норм летной годности («не находиться в про- тиворечии с обычно принятыми приемами пилотирования») и мо- жет показаться летчику не очень естественной, так как движение рыскания, которое является в данном случае первопричиной крена, он может на фоне протекающего гораздо более энергич- но накренения попросту не заметить. Однако бороться с креном 62 «естественным способом», т. е. одним лишь отклонением элеро- нов, в данном случае было бы неправильно, так как отклонение элеронов непосредственно на уменьшение угла скольжения не влияет, и, как правило, погасить момент поперечной устойчиво- р /0 0^2 стиМд—wi р/о ^к-, возникающий под действием скольжения при отказе бокового двигателя, не сможет. Разумеется, сказанное не означает, что в подобной ситуации пользоваться элеронами для противодействия накренению вооб- ще не следует. Их отклонение создает некоторый момент отно- сительно продольной оси. Более того: после того, как первое воз- мущение по крену ликвидировано, именно с помощью элеронов самолету придается небольшое накренение в обратную сторо- ну — на работающие двигатели ((ниже целесообразность этого будет показана). Однако в первый момент главную роль играет противодействие первопричине крена, т. е. скольжению, гасить которое следует, используя все находящиеся в распоряжении летчика средства: и элероны, и руль направления. Данная рекомендация знает только одно исключение — от- каз двигателя в области чисел М, в которой имеет место обрат- ная реакция по крену на скольжение. При наличии обратной ре- акции отклонение педали в сторону, противоположную накрене- нию, не ликвидировало бы, а, напротив, усугубило бы последнее. Но, как известно, в этой области чисел М поперечная статиче- ская устойчивость невелика по абсолютной величине и, следова- тельно, накренение, вызванное скольжением, не может быть на- столько энергичным, чтобы потребовать особо активных дейст- вий летчика. Наконец, необходимо не упускать из виду, что отказ одного из двигателей, независимо от своей несимметричности, влечет за собой и уменьшение самой величины тяги. Нарушившееся равновесие сил, действующих на самолет по его продольной оси, вызовет появление отрицательного продольного ускорения (тор- можения). Поэтому в случае, если полет происходит без доста- точного превышения фактической скорости над безопасной эво- лютивной, необходимо немедленно принять меры для предотвра- щения потери скорости: уменьшить угол подъема или даже (при наличии достаточного запаса высоты) временно, до сбалансиро- вания самолета с неполной и несимметричной тягой, перейти на снижение, либо увеличить тягу оставшихся исправных двигате- лей. Применяя последнюю из указанных мер, следует иметь в виду, что при этом неполнота тяги компенсируется за счет уси- ления степени ее несимметрии (см. гл. III). Поэтому на много- двигательных самолетах увеличение тяги целесообразно начи- нать с двигателей, расположенных на том же полукрыле, что и отказавший, а главное — во всех случаях добавлять тягу не ранее, чем когда самолет выведен из крена или, еще лучше, пе- реведен в небольшой крен на исправные двигатели. 63 Отказы разных двигателей, установленных на данном само- лете, влекут за собой не одинаковые изменения в поведении по- следнего. Естественно, выход из строя внешнего двигателя, рас- положенного на большем плече относительно плоскости симмет- рии, сказывается сильнее, чем отказ внутреннего двигателя. На винтовых самолетах даже при равных плечах сильнее действует отказ двигателя со стороны, обратной направлению вращения винтов. С учетом подобных обстоятельств можно на каждом са- молете назвать критический двигатель, отказ которого влечет за собой наиболее неблагоприятные изменения в поведении са- молета. Оценивая характер врзмущенного движения самолета при отказе бокового двигателя — расчетным путем, при помощи средств моделирования или в летных испытаниях — во всех слу- чаях следует исходить из факта отказа именно критического двигателя. Глава III УСТАНОВИВШИЙСЯ ПОЛЕТ С НЕПОЛНОЙ И НЕСИММЕТРИЧНОЙ ТЯГОЙ 1. Изменение летных характеристик самолета в полете с неполной тягой. Диапазон скоростей, скороподъемность, потолок После того как удалось, противодействуя движению рыска- ния и особенно крена, погасить возмущения, вызванные отказом бокового двигателя, и удержать самолет от попадания в опас- ное пространственное положение, перед экипажем встает сле- дующая задача: продолжать полет с неполной и несимметрич- ной тягой до пункта назначения или по крайней мере до бли- жайшего аэродрома (в качестве последнего может рассматри- ваться и аэродром вылета). Расчетным случаем в подобной ситуации для всех этапов по- лета, начиная с набора высоты, обычно считают отказ одного двигателя на двухдвигательном самолете или отказ двух дви- гателей на самолетах, силовая установка которых состоит из трех, четырех и более моторов. При этом в случае п^4 рассмат- ривается продолжение полета при отказе двух двигателей, рас- положенных с одной стороны относительно плоскости симметрии самолета. Опыт летной практики подтверждает обоснованность выбора данного случая в качестве расчетного. Если при исследовании возмущенного движения самолета не- посредственно после возникновения несимметрии тяги рассмат- ривался отказ лишь одного двигателя, так как отказ второго за короткий период времени, потребный для погашения этого воз- мущенного движения, был практически невероятен, то, рассмат- ривая продолжение установившегося полета с неполностью ра- ботающей силовой установкой, приходится исходить уже из ве- роятности отказа второго двигателя не за несколько последую- щих секунд, а за время, необходимое для завершения полета, т. е. за десятки минут, а иногда и несколько часов. За такой от- 65 резок времени полностью пренебрегать возможностью отказа вслед за первым и второго двигателя на самолетах с числом двигателей п^З уже не предоставляется возможным, сколь ни мала, как показывает статистика, вероятность этого события. Отказ большего количества двигателей, чем два за один по- лет, у многодвигательных самолетов современных схем пред- ставляет собой явление, пренебрежимо редкое. Правда, зафик- сированы и такие случаи. Так, в сентябре 1962 года американ- ский самолет С-69 с 76 пассажирами на борту упал в Атланти- ческий океан после того, как вышли из строя три из четырех установленных на нем двигателей. Однако и в этом случае не было доказано, что выход из строя трех двигателей представлял собой совпадение событий, взаимно независимых. Для того чтобы после выхода из строя части установленных на самолете двигателей продолжать установившийся полет с не- полной и несимметричной тягой, может потребоваться преодоле- ние препятствий двоякого рода: во-первых, недостаточности ос- тавшегося избытка тяги (мощности) и, во-вторых, невозможности (или ограниченной возможности) боковой балансировки само- лета при наличии постоянно действующего путевого момента не- симметричной тяги. Выше было показано, что неполнота и несимметрия тяги с момента своего возникновения, как правило, связаны между со- бой. Эта связь не исчезает и в условиях установившегося по- лета. Так, отклонение руля направления, необходимое для па- рирования несимметричного момента тяги, приводит в то же время к увеличению аэродинамического сопротивления и таким образом дополнительно снижает и без того ограниченное значе- ние избытка тяги. И напротив, полное или частичное восстанов- ление исходного значения величины тяги путем увеличения обо- ротов исправных двигателей усиливает степень несимметрии ее приложения .к самолету. Однако, несмотря на эту очевидную связь, в интересах по- следовательности изложения целесообразно рассмотреть влия- ние неполноты и несимметрии тяги на установившийся полет са- молета по отдельности. На рис. 31 схематически показаны кривые потребных и рас- полагаемых мощностей некоторого самолета. Максимальная ско- рость горизонтального полета соответствует точке пересечения этих кривых, в которой потребная мощность равна располагае- мой (если, разумеется, этому не препятствуют ограничения мак- симальной скорости полета по числу М или скоростному напо- РУ)- Режим наибольшей скороподъемности получается при скоро- сти, соответствующей наибольшему значению избытка мощно- сти, т. е. наибольшему расстоянию по ординате между кривыми располагаемых и потребных мощностей для данной высоты. (66 Область, заключенная между упомянутыми кривыми, пред- ставляет собой область возможных режимов горизонтального полета. При полете с неполной тягой кривые потребных и рас- полагаемых мощностей смещаются так, как показано на рис. 31 пунктирными линиями. Причина такого смещения не нуждается в объяснениях: естественно, что с выходом из строя части дви- гателей пропорционально снижается и мощность силовой уста- новки. На рис. 31 показано изменение протекания кривой рас- N "потр С неполной тягой , /употр с полной тясои АЛЦх с полной тягой. ЛЛ/тах с неполной тягой ^потр при, авторотации ______бинта. ТВД /Л^ра'-п . С ПОЛНОй. ГПЯ20И "O Еират с креном 7 ' _(Г^) ЬН<0 №<О\~*ЗГ**\ЬУ>О --------1—«—I-------- ^Прямолинейный, полет (у=0) ДИ<0»-*-f-*JAi/>0 расп von Vt 01 Рис. 39. Кривые погреб*.ых и фактических мощно- стей самолета: Л—область I режима полета; Б—область II режима полета гда вызывает появление перегрузки пу>1 и соответствующее увеличение вертикальной скорости (т. е. переход на режим на- бора высоты, если исходным режимом был горизонтальный по- лет) вследствие того, что некоторая часть кинетической энергии переходит в потенциальную. И наоборот, увеличение скорости в первый момент всегда влечет за собой снижение Vy (переход от режима горизонтального полета к спуску) за счет перехода ча- сти потенциальной энергии самолета в кинетическую. Поэтому действительная картина изменения параметров на переходных режимах полета получается близкой к показанной на рис. 40. Когда новое значение скорости (V — AV) установит- ся, соответственно установится и новая величина вертикальной скорости: на первом режиме — положительной (рис. 40, а), а на втором режиме — отрицательной (рис. 40, б). Но на промежу- точном этапе, в ходе неустановившегося движения, в обоих рас- смотренных случаях уменьшение скорости вызывает один и тот же эффект — переход к подъему, пусть кратковременному. Особенно сильно сказывается влияние перераспределения кинетической и потенциальной составляющих энергии на совре- 78 менных скоростных самолетах, обладающих настолько большим запасом кинетической энергии, что даже относительно неболь- шое ее изменение влечет за собой заметное изменение высоты. **,Щ\ Горизонтальный полет на Iрежиме Переходный, ретин (уменьшение скорости) Подъем с посто- янной скоростью а) нууу\ Ъ<Ъ-ж Ч Н Горизонтальный полет наП режиме Переходный режим (уменьшение скорости) ДЬ^ AV,, *t Снижение с посто- янной скоростью 5) Рис. 40. Переходные режимы полета при исправлении от- клонения от заданной высоты: а—в области I режима; б—в области II режима Так, если у дозвукового реактивного самолета со стреловид- ным крылом и нагрузкой порядка 400—420 кГ/м2 несущей по- верхности, летящего на исходном режиме горизонтально навы- 79 соте 10000 м с приборной (индикаторной) скоростью, равной 385 км/час (эти условия соответствуют полету на втором режи- ме), летчик, не меняя положения рычагов управления двигате- лями, уменьшит скорость на 20 км/час, то самолет за счет пере- хода части своей кинетической энергии в потенциальную наберет около 200 м высоты. Но, как было сказано, подъем этот будет лишь временным. После того как новое значение скорости установится, самолет уже не сможет лететь горизонтально, так как окажется еще глубже в области второго режима, где избыток мощности отри- цателен. Вследствие этого самолет перейдет на снижение с вер- тикальной скоростью около 0,4—0,5 м/сек. Снижаясь, он вновь окажется на той высоте, на которой был начат маневр, и будет продолжать снижаться и далее. Однако, как легко подсчитать, снижение до исходной высоты при данных условиях будет длить- ся 6—8 мин. По истечении такого промежутка времени летчик вряд ли сможет усмотреть связь между происходящим сниже- нием и маневром скоростью, предпринятым им ранее. Подобная же ситуация может сложиться в случае отказа од- ного из двигателей на высоте, превышающей потолок самолета при оставшейся тяге. Предположим, что летчик не знает этого нового значения потолка и пытается сохранить исходную высо- ту полета привычным, естественным способом — выбиранием штурвала на себя и соответствующим уменьшением скорости. Первоначально ему удается поддержать горизонтальность тра- ектории за счет использования запаса кинетической энергии. Но попытка использовать этот запас до конца неизбежно при- недет к потере скорости. Поэтому если летчик заранее точно не знает, возможен или невозможен горизонтальный полет .при дан- ном весе с неполной тягой на той высоте, на которой его за- стал отказ двигателя, ему следует допускать торможение только до скорости, соответствующей границе между I и II режимами. Если же и при достижении данной скорости самолет не сбалан- сируется в горизонтальном полете, остается снижаться, поддер- живая эту скорость, до высоты, на которой вертикальная ско- рость сама дойдет до нулевого значения. При снижении на данном режиме достигается наибольшее возможное значение избытка мощности (вернее, наименьшая аб- солютная величина отрицательного избытка мощности). Верти- кальная скорость при этом будет наименьшая из всех возмож- ных, и, следовательно, способность самолета лететь горизон- тально восстановится на высоте большей, чем при любом другом режиме снижения. На рис. 41 показаны два варианта вынужденного снижения самолета после частичного отказа его силовой установки. В одном случае торможение на исходной высоте полета допущено лишь до скорости, соответствующей границе между первым и вто- рым режимами; во втором случае скорость погашена до эволю- 80 тивного значения. Вынужденное снижение в последнем случае протекает, как видно из рисунка, с большей вертикальной ско- ростью и способность самолета к продолжению горизонтального полета восстанавливается на значительно меньшей высоте, чем в первом случае. Кроме того, следует иметь в виду, что после достижения ско- рости, соответствующей границе между первым и вторым ре- жимами, дальнейшее торможение быстро интенсифицируется: войдя в область второго ре- жима, самолет оказывается под действием резкого воз- растания недостатка (отри- цательного избытка) мощ- ности. В подобных условиях отвлечение внимания пило- та на другие элементы пи- лотирования, навигации, уп- равления силовой установ- кой и т. п., вероятность чего непосредственно после не- ожиданного отказа двигате- ля, естественно, повышена, может привести к полной Горизонтальный полегл ^ ^ с постепенной лотереи I ?? С?- скорости. \ \ Вынужденное \v/\ снижение «S Vn g \J< "г ^-' ? ts t\j ^ \^^ ^ щ <, ^ ^k f-з ч\ ? jc X ^эв C-S о Время Рис. 41. Снижение самолета после отказа одного из двигателей на эво- лютивной скорости Уэв и на скорости Vi-ii, соответствующей границе меж- ду первым и вторым режимами по- лета: VQ-*скорость до отказа силовой установки; Н0—высота полета до отказа силовой уста- новки; V эв—- эволютивная скорость; V i.i i —скорость, соответствующая грани- це между I и И режимами полета; #i— новое значение потолка при полете с не- полной тягой на эволютивной скорости; Н2—новое значение потолка при полете с неполной тягой на скорости, соответству- ющей границе между I и И режимами полета потере скорости и свалива- нию самолета. Следовательно, намерен- ное уменьшение в полете скорости ниже величины, соответствующей границе между I и П режимами, представляется одинаково недопустимым как с точки зрения сохранения наилуч- ших возможных летных данных, так ц с точки зрения безопас- ности полета. Сказанное особенно существенно в полете с неполной тягой, когда располагаемый избыток мощности резко снижен и вслед- ствие этого возвращение в область первого режима полета, пос- ле случайного попадания во второй режим, заметно затруднено. Таким образом, значение скорости Vi_n, соответствующей границе между I и П режимами полета, оказывается величиной, весьма важной для пилотирования, в частности при полете с не- полной и несимметричной тягой. Естественно, возникает вопрос о местонахождении этой границы. Как было показано на рис. 39, определяющее различие меж- ду I и II режимами заключается в обратном соотношении на- клонов кривых 'потребных и располагаемых (фактических) мощ- ностей. 81 т т д-УргТр д-Урасп На первом режиме — —— > —-^— » dVnoxp d_VpaCTT а на втором---------^— < —зг?—. Из этого следует, что на границе между первым и вторым режимами наклоны кривых потребных и располагаемых мощно- стей должны быть одинаковыми. Но данное условие выполняет- ся не при пересечении, а лишь при касании кривых потребных и располагаемых мощностей, точнее, при касании кривой потреб- ных мощностей той кривой семейства линий располагаемых мощностей, которая занимает в ^потрх/ к асп/ указанном семействе самое ------J.-____-СП нижнее положение и не сечет кривую потребных мощностей в двух точках, а лишь в одной точке касается ее. Для самолетов с двигате- лями определенного класса оказывается возможным уста- новить положение этой точки в общем случае, не прибегая Рис 42. К определению местшто- каждый раз к построению се- ложения границы между I и и мейства кривых располагае- режимами полета для самолета мых мощностей И его наложе- с поршневыми двигателями нию на кривую потребных мощностей. Так, на самолетах с поршневыми двигателями кривые располагаемых мощностей, соответствующие различным положениям секторов газа, прохо- дят почти горизонтально, а искомая точка касания близка к ре- жиму, соответствующему минимальному значению потребной мощности, которая, как известно, достигается при экономиче- ском угле атаки аэк (рис. 42). На самолетах с турбореактивными двигателями мощность при постоянных оборотах практически пропорциональна скоро- сти, так как N = PV, * и кривая потребных мощностей представ- ляет собой отрезок прямой, проведенной из начала координат графика N = f(V). Эта кривая, естественно, коснется той кри- вой семейства Wpacn, которая имеет минимальный угол наклона ф. Тангенс <ф, как видно из рис. 43, численно равен отношению мощности к скорости, т. е. величине тяги двигателя: tgcp^— =Я. Ь ' у * Тяга в интересующем нас диапазоне скоростей изменяется ма- ло (у большинства типов турбореактивных двигателей при крейсерских обо- ротах и высоте полета 10—12 км в диапазоне индикаторной скорости от 300 до 500 км/час — всего на 1,5—3% от своего среднего значения). 82 Иными словами, минимальный наклон будет достигнут при минимальном значении тяги. т. е. при полете на наивыгоднейшем угле атаки и максимальном аэродинамическом качестве К. Следовательно, граница между первым и вторым режимами полета соответствует: у винтомоторного самолета экономическо- му, а у реактивного — наивыгоднейшему углу атаки. Но на практике полеты на углах атаки, превышающих эко- номический, почти никогда преднамеренно не производятся из-за близости этого угла к максимально допустимому. Полеты же на углах атаки, близких к наивыгоднейшему, напротив, распрост- /V расгт/ расп2 ^pacnj Прежим .Ipewим Рис. 43. К определению местоположения границы между I и II режимами полета для самолета с турбореактивными двигате- лями: (N\ frnin ~ I 7Г ~~ Anm \V /mln ранены на всех типах самолетов значительно шире, особенно на больших высотах, а на некоторых типах, например не имеющих горизонтального оперения и обладающих крылом малого удли- нения без закрылка — Ту-144 (СССР), «Конкорд» (Франция, Англия), «Дракон» (Швеция) и т. п. — также при заходе на посадку. Поэтому полет реактивного самолета в области, близ- кой ко II режиму, значительно более вероятен. Сказанное осо- бенно справедливо применительно к полету реактивного само- лета с неполной тягой, когда стремление наиболее рационально использовать оставшуюся тягу заставляет летчика прямо стре- миться к данному режиму полета, с этой точки зрения наиболее выгодному. 83 4. Возможные режимы установившегося полета с несимметричной тягой. Полет без крена со скольжением Второй комплекс вопросов, связанных с проблемой продол- жения установившегося полета после частичного отказа силовой установки самолета, касается его балансировки по курсу и кре- ну, т. е. с уравновешиванием возникших при этом моментов. Без решения этой задачи дальнейший полет невозможен даже в том случае, если по своей величине оставшаяся в распоряжении лет- чика тяга достаточна для преодоления аэродинамического со- противления. Такая ситуация может создаться, например, при значитель- ном разносе двигателей относительно центра тяжести самолета в сочетании с недостаточной эффективностью руля направления. На самолете вертикального взлета, двигатели которого срав- нительно далеко разнесены относительно плоскости симметрии самолета, при отсутствии поступательной скорости противодей- ствие моменту, возникшему при выходе из строя одного из дви- гателей, возможно либо за счет действия струйных или газовых рулей, обычно не имеющих больших запасов эффективности, ли- бо за счет выключения (или существенного уменьшения) тяги двигателя, расположенного симметрично отказавшему, что, ес- тественно, приведет к дополнительной потере суммарной тяги. В этой книге мы ограничимся разбором балансировки по курсу и крену в полете с несимметричной тягой самолетов обыч- ных схем в нормальном полете с поступательной скоростью. В представлении летного состава решение этой задачи менее сложно, чем парирование возмущенного движения, непосредст- венно следующего за отказом двигателя. Подобная точка зрения, вообще говоря, имеет определенные основания хотя бы потому, что учитывает влияние элемента не- ожиданности, который, как известно, сам по себе является едва ли не наибольшим источником опасности в полете. Однако и в установившемся полете поперечная и путевая балансировка са- молета связана с некоторыми возможными осложнениями. Прежде всего необходимо иметь в виду, что в установившем- ся полете абсолютная величина момента несимметричной тяги, действующего на самолет, может отличаться от той, которая возникла в момент отказа бокового двигателя. Причина этого заключается в том, что после такого отказа для поддержания исходного или, по крайней мере, близкого к нему значения ско- рости полета приходится, как правило, увеличивать тягу рабо- тающих двигателей с таким расчетом, чтобы их суммарная тяга осталась неизменной или даже несколько возросла для преодо- ления сопротивления отказавшего двигателя. Последнее особен- но относится к турбовинтовым самолетам в случае отказа не только двигателя, но и систем флюгирования его винта. Так, на- пример, на самолетах Ил-18 и Ан-10 при отказе одного двигате- 84 ля и авторотации его винта тяга каждого из трех оставшихся исправных двигателей должна быть на 50—60% больше, чем в полете с той же скоростью при исправной работе всей силовой установки. На рис. 44 -схематично показано увеличение момен- та несимметричной тяги в установившемся полете с исходной скоростью по сравнению с моментом, имевшим место при отказе одного из двигателей. Однако из этого правила возможны исключения. Так, на многодвигательных самолетах, имеющих более одного двигате- Рис. 44. Возрастание момента несимметричной тяги _МН.Т л осле отказа одного из двигателей: /—исходное положение — полет с симметричной тягой со скоро- :тью V, разворачивающий момент My =0; 2—отказал правый дви- гатель, возник разворачивающий момент Му = (Р0+<2ДВ)6; 3—уста- новившийся полет с несимметричной тягой с исходной скоростью V, разворачивающий момент Му = (P+Q Дв )b=2(P0+Q дв )Ь; Р0—тяга каждого двигателя в исходном режиме полета с полной и симмет- ричной тягой; QXB —сопротивление отказавшего двигателя; Р—тяга работающего двигателя в установившемся полете с несимметрич- ной тягой ля с каждой стороны, отказ одного из них в ряде случаев может быть полностью или частично скомпенсирован увеличением тяги исправных двигателей, расположенных с той же стороны отно- сительно плоскости симметрии самолета, так что путевой момент несимметричной тяги будет, если не сведен к нулю, то по край- ней мере существенно уменьшен (рис. 45). Разумеется, для этого необходимо, чтобы на данной высоте нормальный полет с полно- стью исправной силовой установкой не требовал полной тяги каждого двигателя, оставляя определенный резерв для ее увели- чения. Управление самолетом в установившемся полете с несиммет- ричной тягой отличается рядом особенностей, непривычных для пилота, а в ряде случаев и прямо затрудняющих пилотирова- ние. Наиболее заметными из таких особенностей, с точки зрения летчика, являются следующие: 1) отклонение руля направления в ряде случаев на значи- тельную часть от предельно возможного; 2) соответствующие этому отклонению усилия на педалях, которые, правда, почти на всех существующих самолетах в ус- 85 тановившемся полете могут быть полностью сняты при помощи триммера; 3) отклонение (поворот) штурвала, иногда до 90° от нейт- рального положения, в результате чего возникают определенные неудобства пользования ручным управлением, уменьшается за- пас отклонений элеронов в одну сторону и оказывается закрытой часть приборов на приборной доске. Особенно заметно отклоне- ние штурвала от нейтрального положения на самолетах с вин- товыми двигателями, отказ одного из которых вызывает несим- метрию обдува поверхности крыла. Г р*~р Рис. 45. Компенсация момента несимметричной тяги многодви- гательного самолета: 1 — исходное положение: Р4 — Р2 = Рз = -°4; s Р -PI + Р2 + РЗ 4- -°4 - 4Р; му - о 2 —отказал 3-й двигатель: Р4 = Р2 •= Р4 S Р =- Р! + Р2 + Р4 - ЗР; Ж^ - (Р + С?дв) 2 3 —увеличена тяга 4-го двигателя на величину ДР4 = (-°-ЬРДв)—: Р, --= Р2; SP = Р. + Р2 + Р4 + АР4 - ЗР + (Р + -н + /я-н.т=0; «?Р + 'пХ + 'Я*о6« = 0, (6) где Шун.т — коэффициент момента рыскания от несимметричной тяги; 'Яхобд — коэффициент момента крена от несимметричной об- дувки полукрыльев (для безвинтовых самолетов тХОбд=0). Первые два уравнения систе- мы (6) характеризуют равнове- сие самолета в путевой плоско- сти — той самой, в которой нару- шена симметрия действующих внешних сил и моментов. Данные уравнения удовлетворяются при различных возможных сочета- ниях углов у и р. Рассмотрим не- которые из них, представляющие наибольший практический инте- рес. На рис. 46 показан режим по- лета с несимметричной тягой, ко- торый, как наиболее естествен- ный, скорее всего будет применен летчиком, специально не подго- товленным к полету в подобных условиях. Характерным для этого ре- жима является сохранение того же пространственного положения самолета, которое имело место до отказа двигателя, т. е. отсутствие крена. Однако легко показать, что в данном случае, в отличие от по- лета с симметричной тягой, полет без крена обязательно проис- ходит со скольжением. Рис. 46. Полет с несимметрич- ной тягой без крена (у=0) со скольжением (Р=т-=0) 87 В самом деле, если рассмотреть условие равновесия момен- тов, действующих на самолет относительно вертикальной оси, легко убедиться, что для того чтобы парировать разворот, выз- ванный действием момента несимметричной тяги МН.Т=(Р + + Рдв)^ летчик вынужден отклонить руль направления в сторо- ну работающих двигателей и создать таким путем момент ZH/Bo, равный по величине моменту несимметричной тяги, но обратный по знаку. Казалось бы, этим и обеспечивается боковая балансировка самолета, однако в действительности пока уравновешены только моменты, действующие на самолет относительно его вертикаль- ной оси, но не действующие на него поперечные силы. В част- ности, поперечная сила ZH, образовавшаяся вследствие отклоне- ния руля направления, поначалу не уравновешена ничем. Пол действием этой силы самолет, естественно, приобретает некото- dVz рое боковое ускорение , т. е. начинает двигаться хотя и без крена, но со скольжением в сторону отказавшего двигателя. По мере того как боковая составляющая скорости Vz будет увели- чиваться, под действием боковой обдувки возникнет и станет ра- сти боковая составляющая Z полного аэродинамического сопро- тивления; она будет увеличиваться до тех пор, пока не сравня- ется по величине с боковой силой, вызванной отклонением руля направления, т. е. пока не будет достигнуто равновесие не толь- ко моментоБ, но и поперечных сил, действующих на самолет. Однако поскольку боковая аэродинамическая сила Z на ус- тойчивом в путевом отношении самолете всегда приложена не к центру тяжести, а к некоторой точке, расположенной между центром тяжести и хвостом самолета, то указанная сила в свою очередь создает в путевой плоскости момент Z/i, действующий в ту же сторону, что и момент несимметричной тяги и, таким об- разом, усугубляющий действие последнего. Для -парирования этого дополнительного момента шилот вы- нужден отклонить руль направления еще на некоторую величи- ну сверх необходимой для парирования собственно момента не- симметричной тяги. Дополнительное отклонение руля в свою очередь вызовет некоторое увеличение как поперечной состав- ляющей скорости Vz, так и боковой составляющей аэродинами- ческого сопротивления Z. В результате равновесие сил. действую- щих на самолет в поперечной плоскости, будет достигнуто при некоторых увеличенных значениях обеих указанных сил ZH и Z, и лишь после этого режим равномерного прямолинейного поле- та с несимметричной тягой без крена, но со скольжением, пока- занный на рис. 46, установится полностью. Если на самолете определенного типа двигатели установлены так, что направление их тяги не параллельно плоскости симмет- рии самолета, а составляет с ней некоторый угол заклинения g, то приведенные рассуждения должны быть дополнены учетом влияния этого угла. Легко показать, что влияние это сказывает- ся двояко: во-первых, за счет изменения плеча действия несим- метричной тяги и, во-вторых, за счет непосредственного воздей- ствия поперечной составляющей тяги работающего двигателя на боковое движение самолета. Как видно из рис. 47 и 48, при расположении двигателей впе- реди центра тяжести самолета оба указанных фактора действу- ют в одном и том же направлении (положительном или разво- роте носков двигателей наружу), а при расположении двигате- i Уменьшение плеча действия несиммет-' 'ричной. тяга Уменьшение пле^а действия несим- метричной, тяги. и* $и Рис. 47. Расположение боковых двигателей, соответствующее рас- хождению линий действия тяги по ходу полета Рис. 48. Расположение боковых двигателей, соответствующее схож- дению линий действия тяги по хо- ду полета лей позади центра тяжести — взаимно противодействуют. Впро- чем, для последней компоновки влияние угла заклинения играет незначительную роль по сравнению с таким существенным поло- жительным фактором, как присущее этой компоновке малое плечо действия несимметричной тяги (благодаря расположению двигателей вплотную к хвостовой части фюзеляжа). Так или иначе, при полете с несимметричной тягой без кре- на неизбежно наличие скольжения в сторону отказавшего дви- гателя. При рассмотрении неустановившегося возмущенного дви- жения, имевшего место сразу после отказа бокового двигателя, было установлено, что тогда скольжение возникало в сторону исправного двигателя. Здесь же, в установившемся полете с 'не- симметричной тягой без крена, как видим, получается обратная картина. Соответственно этому и отклонение элеронов, потреб- ное для такого полета, отличается по величине, а иногда и по знаку от нужного для парирования крена в самый момент от- каза двигателя. В самом деле, в момент отказа кренение в сто- рону вышедшего из строя двигателя обусловливалось действием 89 момента поперечной статической устойчивости _М? р, а на винто- вых самолетах — еще и действием момента несимметричного обдува крыла МХОб& направленного в ту же сторону (на отка- завший двигатель). Кроме того, при наличии угловых скоростей бокового возмущенного движения оказывали свое действие так- же моменты вращательных производных (М^со* и А1^%). В установившемся полете последние из указанных моментов, естественно, отсутствуют ввиду того, что 0)^ = 0)^=0. Момент несимметричной обдувки может несколько уменьшиться по ве- личине после перевода винта отказавшего двигателя во флюгер- ное положение — винт по-прежнему не дает обдувки, но по крайней мере более не затеняет омываемую часть поверхности крыла. Момент же поперечной устойчивости меняет свой знак на обратный, действуя против скольжения в сторону работаю- щих двигателей. Поэтому величина и направление отклонения элеронов определяется в данном случае соотношением направ- ленных в разные стороны моментов М^р и Мхо^. На безвинтовых самолетах в установившемся полете с не- симметричной тягой без крена элероны почти всегда отклонены в сторону отказавшего двигателя. Значительное отклонение руля направления, а. также несим- метричная обдувка фюзеляжа, вертикального оперения, мото- гондол и других частей самолета, неизбежные в разобранном случае, влекут за собой прирост аэродинамического сопротивле- ния. Следовательно, и без того ограниченный избыток тяги, ос- тавшийся после отказа части имеющихся на самолете двигате- лей, дополнительно уменьшается. Однако как прироста аэроди- намического сопротивления, так и повышенных потребных углов отклонения руля направления можно избежать, если отказаться от привычного для летчика и представляющегося ему наиболее естественным полета без крена и использовать другой возмож- ный режим полета с несимметричной тягой: с креном в сторо- ну работающих двигателей. 5. Полет с креном без скольжения. Потребный угол крена При полете с несимметричной тягой и небольшим креном в сторону работающих двигателей возникает, как показано на рис. 49 и 50, боковая составляющая силы тяжести Gsiny, направ- ленная вдоль размаха по связанной оси z и приложенная к цент- ру тяжести самолета. Если подобрать величину угла крена та- ким образом, чтобы эта составляющая по абсолютной величине была равна боковой аэродинамической силе, возникшей от от- клонения руля направления, причин для возникновения боко- вой составляющей скорости — а значит и скольжения — не будет. Действительно, как показано на рис. 49 и 50, полет в этом случае будет происходить хотя и с креном, но без скольжения. При этом потребный угол отклонения руля направ- 90 V, ления и, следовательно, величина силы ZH будут меньше, чем в предыдущем случае, потому что указанная сила должна будет создавать момент, необходимый для парирования одного лишь момента несимметричной тяги, без каких-либо добавлений, вы- званных моментом боковой аэроди- намической силы Z. Как показывают расчеты, крен является более эффективным сред- ством создания боковой силы, чем скольжение. Если, например, необ- ходимая для сбалансирования силы ZH боковая составляющая веса Gsiny достигается при угле крена у = 3°-ч-5°, то при полете без крена боковая аэродинамическая сила Z той же величины потребует на само- лете обычной компоновки угла скольжения р=6°-т-8°. ''G \ Рис. 49. Полет с несимметрич- ной тягой с креном (у=^0) без скольжения ((3 = 0) Рис. 50. Уравновешивание боковой аэро- динамической силы руля направления ZH боковой составляющей силы тяжести G sin у в полете с несимметричной тягой с креном Величина угла крена, потребного для полета с несимметрич- ной тягой без скольжения, может быть определена следующим образом. Как было показано, путевое равновесие самолета в этом случае обеспечивается равновесием моментов несимметрич- ной тяги и отклоненного руля направления, т. е. (P-fQ4B)z=ZH/B.0. Но равновесие поперечных сил, действующих на самолет, тре- бует, как видно из рис. 50, соблюдения равенства ZH = Gsinv. 91 Подставив значение ZH в первую из приведенных формул, по- лучим (P + Q**)z = Gsm4lB.0, откуда Я-ЫЭдв г G /R.O 8.пу=- (7) Полученная простая формула позволяет подсчитать угол крена, потребный для полета с несимметричной тягой без сколь- жения. Как показывают расчеты, для большинства современных са- молетов в реально возможных вариантах полета с несимметрич- ной тягой этот угол весьма невелик и находится в пределах от 0,5 до 3°. В табл. 3 приведены значения угла крена для несколь- ких пассажирских самолетов на крейсерских режимах полета с несимметричной тягой. Таблица 3 Значения углов крена т, потребные для полета с несимметричной тягой без скольжения № по пор. Тип самолета Количество неработающих двигателей Положение винта неработающего двигателя Угол крена град 1 Ту- 104, Ту- 124, Ту-134 Один — 1,0 2 Ил- 18, АН- 10 Один внутренний Зафлюгирован 0,5 3 То же То же Авторотирует 1,5 4 я Один внешний Зафлюгирован 1,0 5 „ То же Авторотирует 2,5 6 " Два с одной стороны Зафлюгированы 2,5 7 „ То же Авторотируют 6 8 Ан-24 Один Зафлюгирован 2,0 Примечания. 1. Во всех случаях расчет произведен для крейсерской скорости и среднего полетного веса (полная коммерческая нагрузка и 50% нормального запаса горючего). 2. Исправные двигатели предполагаются работающими на одинаковых режимах, обеспечивающих полет с неполной тягой на крейсерской скорости. 3. Полученные значения потребных углов крена округлены с точностью до полградуса. 4. Для случая, указанного в п. 7, горизонтальный полет, как правило, не- возможен и приведенное значение угла крена соответствует полету без сколь- жения, но со снижением. 92 ?SiRY При анализе влияния крена на аэродинамические силы само- лета в полете с несимметричной тягой иногда высказывается од- на ошибочная точка зрения. Сущность ее сводится к тому, что поскольку вертикальная (направленная вдоль линии действия силы тяжести) составляющая подъемной силы равна величине Ycos Y, то при полете с креном она окажется несколько меньше, чем при полете без крена, и пилот, чтобы обеспе- чить равенство абсолютных значений подъемной силы и веса самолета, что необходимо для сохра- нения горизонтальности полета, якобы будет вы- нужден несколько увеличить углы атаки. Это, в свою очередь, повлечет за собой соответствую- щее увеличение аэродинамического сопротивле- ния, вряд ли меньшее, чем то, которого удалось избежать благодаря применению крена и устра- нению скольжения. Легко показать, что приведенные соображения в действительности являются ошибочными. Как видно из рис. 50, вес самолета в данном случае уравновешивается не только подъемной силой, но и составляющей боковой аэродинамической си- лы отклоненного руля направления. Иными сло- вами, равновесие обеспечивается треугольником сил У—G—ZH (рис. 51). Чем больше будет вели- чина крена, тем большая доля веса придется на силу ZH и соответственно меньшая — на долю подъемной силы крыла. Последняя при полете с креном уравновешивает лишь составляющую веса в плоскости симметрии самолета. Поэтому потребное значение подъемной силы в прямоли- нейном полете с креном меньше, чем при полете без крена, и равно G(l—cosy). Чтобы развить такую силу, нужен соответственно меньший угол атаки. Следовательно, и аэродинамическое со- противление будет при полете с креном, величина которого соответствует условию Gsmi\ = Z^y меньше, чем в лю- бом другом случае полета с несимметричной тягой. Сказанное усугубляется тем, что при некоторых компоновках самолета, например, при низком расположении крыла, величина подъемной силы при наличии скольжения получается ниже, чем на том же угле атаки при симметричном обтекании. Таким образом, полет с несимметричной тягой с креном без скольжения обладает преимуществами перед ранее разобран- ным случаем — полетом без крена, но со скольжением — как по значению возникающего дополнительного аэродинамического сопротивления (а значит, более экономного использования ос- тавшегося избытка мощности), так и по потребной величине отклонения руля направления. ?cos> Рис. 51. Равно- весие подъем- ной силы Y, ве- са G и аэроди- намической бо- ковой силы ру- ля направления ZH в полете с несиммет р и ч- ной тягой с креном без скольжения: Y cos 7 ZH sin 7 = G 93 6. Полет со скольжением и креном в сторону работающих двигателей. Потребное отклонение руля направления. Сравнение различных способов полета с несимметричной тягой В определенных случаях представляет интерес еще один из возможных способов прямолинейного полета с несимметричной тягой — с креном и скольжением в сторону работающих двига- телей. На рис. 52 показаны основные параметры такого полета. Как видно из рисунка, в данном случае, поскольку имеет место скольжение, снова неизбежно воз- никает боковая аэродинамиче- ская сила Z. Однако теперь эта сила направлена не в сторону работающих, а в сторону отка- завшего двигателя. Следователь- но, момент, создаваемый ею в пу- тевой плоскости относительно центра тяжести самолета, направ- лен не в сторону момента несим- метричной тяги, а в противопо- ложную сторону — туда же, куда и момент отклоненного руля на- правления. Иными словами, в этом случае боковая аэродинамическая сила способствует не увеличению мо- мента несимметричной тяги, а его парированию и превращается, та- ким образом, из «противника» руля направления в его «союзни- ка». В результате потребный угол отклонения руля направления по- лучается еще меньше, чем при полете с креном без скольжения. Надо заметить, что величина отклонения руля направления в установившемся полете с несимметричной тягой существенна прежде всего не с точки зрения усилий, прилагаемых летчиком к педали, как это было при рассмотрении парирования возму- щенного движения в момент отказа бокового двигателя, так как почти всегда это усилие может быть снято триммером руля на- правления или иным механизмом аналогичного назначения. Однако независимо от этого величина потребного угла от- клонения руля направления представляет самостоятельный ин- терес по причинам двоякого характера. Во-первых, отклонение руля способствует увеличению аэродинамического сопротивле- ния самолета и, во-вторых, при очень больших углах отклоне- 94 f 5Н ^-f4----- Рис. 52. Полет с несимметрич- ной тягой с креном (у^О) и скольжением (р-^О) в сторо- ну работающих двигателей ния руля возможно возникновение срыва потока его обтекания, что, в свою очередь, вызовет резкое падение эффективности вер- тикального оперения, а в ряде случаев может повлечь и вибра- ции — срывную тряску типа бафтинг. Наконец, в некоторых слу- чаях полета потребное от- 5Н клонение руля направления может оказаться попросту большим, чем предельно воз- можное (один из подобных случаев будет разобран ниже, в гл. IV). В силу указанных обстоя- тельств и желательно изы- скание надежных способов уменьшения потребного угла отклонения руля направле- ния при полете с несиммет- ричной тягой. Наиболее на- дежный и простой в выпол- нении — полет с креном и скольжением в сторону ра- ботающих двигателей. В частности, такой способ по- зволяет обеспечить возмож- ность путевой балансировки самолета в прямолинейном полете на малых скоростях, когда эффективность руля направления резко снижает- ся и баланс возмущающих (МНт т) и восстанавливаю- щих моментов изменяется в невыгодную сторону. На рис. 53 показана за- висимость потребного откло- нения руля направления и угла скольжения от крена при полете с симметричной и несимметричной тягой. Сим- метричной тяге здесь соот- ветствуют сплошные линии, ные. II ч ч ^J t Полете несимметричной. \ тягой (отказал двигатель С правой стороны) р Полет с симмет- ричной тя2ой /S?-! / ? Л / /j •-*- крен влево крен в право- Рис. 53. Зависимость потребных углов отклонения руля направления бн и угла скольжения (3 от угла крена у в полете с симметричной и несимметричной тя- гой: /—полет без крена со скольжением; 2—полет с креном без скольжения; 3-^полет с креном и со скольжением; 4—полет с креном и со скольжением при нейтральном положении руля а несимметричной — пунктир- На последних отмечены точки /, J2, 3, которые соответствуют трем разобранным характерным случаям установившегося поле- та с несимметричной тягой. Если продолжать увеличивать крен в сторону работающих двигателей, потребное отклонение руля направления будет еще более уменьшаться. И, наконец, при некотором угле крена са- 95 молет сможет лететь с несимметричной тягой прямолинейно при нейтральном положении руля (точка 4). При еще большем угле крена в сторону работающих двигателей пришлось бы для под- держания прямолинейности полета отклонять руль уже не в сторону работающих, а в сторону отказавшего двигателя. Одна- ко такие режимы практического значения не имеют, как невы- годные со всех точек зрения. Рассмотренные возможные способы пилотирования самоле- та в установившемся полете с несимметричной тягой внешне от- личаются друг от друга всего на несколько градусов крена. Гля- дя на летящий самолет со стороны, почти невозможно опреде- лить, какой из указанных способов пилотирования избран лет- чиком. Однако эти несколько градусов оказываются чрезвычай- но существенными, так как влекут за собой значительные разли- чия в пилотировании самолета и даже в его летных данных. Для иллюстрации приведем хотя бы пример тяжелого че- тырехдвигательного самолета Ан-22, у которого в прямолиней- ном полете с несимметричной тягой изменение крена на один градус влечет за собой изменение потребного усилия на педали на 25—30 кГ. Итак, можно сформулировать основные преимущества и не- достатки различных способов пилотирования самолета в прямо- линейном полете с несимметричной тягой. 1. С точки зрения достижения минимального возможного аэродинамического сопротивления и, следовательно, наименьших потерь в летных данных самолета, наиболее выгодным является режим полета с креном, но без скольжения. Отклонения от этого режима, особенно в сторону уменьшения крена, вызывают при- рост сопротивления и ухудшение летных данных, хотя и неболь- шое по абсолютной величине, но в ряде случаев (например, ко- гда стоит вопрос о возможности удержаться на нужной высоте или, тем более, о самой возможности продолжения полета) име- ющее решающее значение. 2. Величина отклонения руля направления, необходимая для поддержания прямолинейности полета, уменьшается по мере увеличения угла крена в сторону работающих двигателей. 3. Наибольшая естественность или по крайней мере привыч- ность рабочей позы летчика, а также, как будет указано «иже, показаний пилотажных приборов достигается при выполнении полета без крена, хотя и при неизбежном в этом случае сколь- жении. В специальной литературе вопрос о том, какой способ пило- тирования в полете с несимметричной тягой следует считать на- илучшим, обсуждался неоднократно. Различные авторы отда- вали предпочтение тому или иному из них, по-разному оцени- вая относительное значение сформулированных сейчас досто- инств и недостатков каждого способа. Так, автор этой книги не- однократно высказывался в пользу полета с креном без сколь- 96 жения. Другие исследователи, отмечая достоинства такого поле- та, все же считали, что он «требует большого искусства пило- тирования» [2]. Высказывалось — правда, применительно лишь к самолету типа Ил-14 — и соображение, что «этот способ хотя и приемлем, но более сложен, чем пилотирование без крена с небольшим скольжением. В облаках, когда полет выполняется по приборам, выдерживание скорости по авиагоризонту с креном требует от пилота дополнительного внимания» [11]. Следует за- метить, что последний довод представляется несколько дискус- сионным. Потребный угол крена для полета без скольжения, как было показано выше, настолько невелик, что едва ли может по- мешать нормальному восприятию и правильной оценке, показа- ний авиагоризонта особенно по тангажу. Кроме того, величина скольжения при полете с несимметричной тягой без крена не за- висит от воли летчика и невозможно гарантировать, что во всех случаях полета удастся, пользуясь данным способом пилотирова- ния, обойтись «небольшим скольжением». Таким образом, некоторые расхождения в точках зрения по этому вопросу налицо, но, надо думать, расхождения эти — ско- рее кажущиеся. По-видимому, невозможно установить единый способ пилотирования, универсально наилучший во всех возмож- ных случаях полета с несимметричной тягой. Целесообразнее выбирать режим полета для данного самолета в данных кон- кретных условиях, исходя из того, какой из перечисленных вы- ше факторов является критическим. Поэтому если у самолета двигатели расположены так, что при отказе одного из них возникающий момент несимметрии тя- ги относительно невелик, избыток мощности полностью обеспе- чивает возможность горизонтального полета на нужной высоте и с достаточной скоростью» руль направления достаточно эф- фективен, а усилия с педалей полностью снимаются триммером, то допустимо выполнять полет без крена, сохраняя этим удоб- ную, привычную позу пилота и 'привычные показания пилотаж- ных приборов. Сказанное, в частности, относится к таким само- летам, как Ту-104, Ту-124, Ту-134, а также Ил-18 и Ил-62 при отказе внутреннего двигателя, английскому де Хэвиленд «Коме- та» и некоторым другим. Если же избыток мощности самолета невелик и с трудом обеспечивает возможность поддержания горизонтального полета с неполной тягой на заданной высоте, целесообразнее лететь с креном и без скольжения. Если, наконец, критическим элементом является запас руля направления, как это, например, имело место на самолетах не- которых типов при подтягивании во время захода на посадку с несимметричной тягой, рационально применять повышенные уг- лы крена, вызывающие скольжение в сторону работающих дви- гателей и обеспечивающие этим увеличение запаса отклонения руля направления. 97 На различных этапах полета и разных высотах в такой опре- деляющей роли у одного и того же самолета могут выступать различные факторы. Поэтому далеко не всегда возможно даже для самолета определенного типа дать единую рекомендацию по пилотированию с несимметричной тягой. Например, у того же самолета Ил-14 в крейсерском полете на умеренной высоте при зафлюгированном винте отказавшего двигателя как избыток мощности, так и запас руля позволяли лететь без крена, не счи- таясь с наличием скольжения. Однако при отказе двигателя на подъеме с малой скоростью (вскоре после отрыва от земли), когда исправный двигатель работает на максимальном режиме и, следовательно, создает наибольший момент несимметричной тяги, в роли критического фактора выступает запас руля нап- равления. Если продолжать лететь без крена, то запаса руля для удержания машины от разворота может оказаться недоста- точно. Поэтому, например, в работе А. И. Охонского [11] и со- держится справедливая рекомендация — в мо'мент отказа двига- теля дать крен в противоположную сторону на 5°—6°, а в после- дующем установившемся подъеме — 1°—2°. Даже на таком самолете, как Ту-104, у которого несимметрия тяги, возникающая при отказе одного из двигателей, сравни- тельно невелика и на большинстве этапов полета накренение* в сторону работающего двигателя необязательно, при отказе дви- гателя сразу после взлета накренение на 3—4° увеличивает ско- роподъемность больше, чем на 1 м/сек по сравнению с полетом без крена, что существенно облегчает преодоление препятствий и ускоряет достижение безопасной высоты. При составлении рекомендаций по пилотированию самолета каждого конкретного типа необходимо регламентировать прие- мы управления самолетом в полете с несимметричной тягой, спе- циально указывая режимы полета (высота, скорость, количество и месторасположение отказавших двигателей, положение лопа- стей их винтов и т. д.), на которых допускается продолжение полета без крена и специально режимы, где требуется накре- нение, обеспечивающее полет без скольжения, а также режимы, на которых требуется крен, вызывающий скольжение в сторону работающих двигателей. На рис. 54 схематически показаны изменения коэффициента полного аэродинамического сопротивления самолета и пяти его основных составляющих в полете с несимметричной тягой при разных значениях углов крена и скольжения. Первая из них — исходное сопротивление схисх, соответст- вующее нормальному полету с симметричной тягой. Вторая составляющая — прирост сопротивления отказавше- го двигателя Асхдв. На рисунке величина этой составляющей по- казана относительно небольшой. И действительно, в тех случаях, когда речь идет об аэродинамическом сопротивлении неработаю- щего турбореактивного или турбовентиляторного двигателя, рав- 98 но как и о сопротивлении турбовинтового двигателя, винт кото- рого зафлюгирован, эта величина действительно сравнительно невелика. Однако следует еще раз напомнить, что если на турбо- винтовом самолете винт отказавшего двигателя по текi или.иным причинам не переведен во флюгерное положение, то прирост сопротивления, создаваемый им, будет весьма значителен (соиз- мерим с исходным аэродинамическим сопротивлением всего са- ^^е'тьяТоставляющая - прирост ДС-,., вызванный дополни- тельным отклонением элеронов, которое, в свою очередь, вызы- вается необходимостью парирования поперечных моментов дво- якого рода, возникающих в полете с несимметричной тягой: Рис. 54. Изменение ко- эффициента аэродинами- ческого сопротивления самолета и его составля- ющих в полете с несим- метричной тягой при раз- личных значениях углов крена у и скольжения (3 Скольжение влево Скольжение т вправо а) момента несимметрии подъемной силы, имеющего место на самолетах с винтовыми двигателями из-за прекращения обдува крыла в зоне отказавшего двигателя; б) момента поперечной устойчивости. Первая из указанных величин практически от угла крена не зависит, вторая же связана с ним функциональной зависимо- стью через угол скольжения. Четвертая составляющая — прирост сопротивления, вызван- ный скольжением (косой обдувкой) Дслр . Пятая составляющая представляет собой прирост сопротив- ления от отклоненного руля направления А<;*«„. Величина этой составляющей, естественно, зависит от угла отклонения руля направления, потребного для полета при данном угле крена. 99 Как видно из рис. 54, режим, соответствующий минимально- му аэродинамическому сопротивлению, и режим, соответствую- щий отсутствию скольжения, весьма близки друг к другу. Од- нако, строго говоря, первый из них достигается при крене, не- сколько большем, чем второй. Причина этого заключается в том, что хотя при увеличении крена сверх ур=0 вновь возникает и на- чинает расти доля сопротивления, вызванная косой обдувкой (скольжением), но зато одновременно продолжает уменьшаться доля сопротивления, вызванная отклонением руля. В некотором весьма небольшом диапазоне углов крена влияние уменьшения Ас^бн оказывается более эффективным, чем влияние Дс^р . От- сюда и сдвиг режима с*mm относительно режима № = 0). Одна- ко сдвиг этот настолько невелик, что практически оба указан- ных режима можно считать совпадающими и во всех случаях, когда летные данные самолета (вертикальная скорость, диапа- зон горизонтальных скоростей и т. п.) находятся на пределе, при- бегать к ним. Разумеется, выигрыш в летных данных самолета, достигае- мый благодаря применению полета с креном без скольжения, по своему абсолютному значению достаточно скромен. Но если вопрос стоит о самой возможности или невозможности продол- жения полета или хотя бы о попадании или непопадании в опас- ную зону по высоте, то даже какие-нибудь лишние 0,3—0,5 м/сек скороподъемности или 10—15 км/час диапазона скоростей могут сыграть решающую роль. Для иллюстрации последнего положения можно привести не- которые двухмоторные самолеты периода Великой Отечествен- ной войны, относительно способности которых лететь горизон- тально при выходе из строя одного мотора существовали проти- воречивые мнения. К числу таких самолето© относились, напри- мер, Пе-2 и Ил-4 *. Полетная практика свидетельствовала, что у одних летчиков эти самолеты обладали способностью к длитель- ному (порой на сотни километров) горизонтальному полету на одном моторе, а у других — не обладали. Разумеется, тут могли сказываться и такие факторы объективного характера, как ин- дивидуальные отличия моторов и самолетов и особенно темпе- ратура наружного воздуха. В более холодном воздухе мотор, ос- тавшийся исправным, развивал при всех прочих равных услови- ях большую мощность. Кроме того, заслонки его систем охлаж- дения могли быть открыты в меньшей степени, чем при полете в более теплом воздухе. В результате один и тот же самолет зи- мой мог обладать способностью к одномоторному полету, а ле- том — не мог. Однако и при равных условиях, включая оди- * Привести в качестве примера летательные аппараты более современные конструкций затруднительно ввиду того, что все существующие в настоящее время двух- и мношдвигательные самолеты обладают четко выраженной спо- собностью к длительному горизонтальному полету с неполным числом рабо- тающих двигателей. 100 наковую температуру воздуха, некоторые летчики «умели» ле- тать на указанных самолетах при выходе из строя одного мото- ра, а некоторые «не умели». Нет сомнений, что основную при- чину подобных различий следует искать в умении использовать малые резервы — в первую очередь, такой несложный, но эф- фективный прием, как крен в сторону работающего мотора. За- частую эти несколько градусов крена и решали вопрос о возмож- ности или невозможности продолжения полета. 1 по оо - IWOO * 10 000 ^_ Рис. 55. Схема эшелонирования движения са- молета: /--потолок самолета при полете с полной тягой (мо- жет следовать на эшелоне //шо); 2—потолок самоле- та при полете с несимметричной тягой на режиме 3=0, Y =? О (может следовать на эшелоне Я84оо): 3—по- толок самолета при полете с несимметричной тягой на режиме у = 0, Э=?0 (вынужден снижаться до эше- лона //7200) В ряде случаев использование этих малых резервов позволя- ет выиграть несколько сот метров потолка самолета при непол- ностью работающей силовой установке, что, в свою очередь, поз- воляет избежать попадания в зону мощной кучевой облачности, повышенной турбулентности или иных опасных явлений, особен- но если полет производится по эшелонам. В таком "случае вы- игрыш этих нескольких сот метров может оказаться равнознач- ным выигрышу полного интервала между двумя попутными эше- лонами, что, например, на рабочих высотах современных само- летов (Я>9 км) составляет 2 км (рис. 55). 7. Индикация скольжения в полете с симметричной и несимметричной тягой Как было показано, знак и величина скольжения существен- но влияют на характеристики установившегося полета с непол- 101 ной и несимметричной тягой. Естественно возникает вопрос об индикации этого важнейшего параметра движения самолета. Принято считать, что для суждения о наличии и 'направлении скольжения можно во всех случаях пользоваться специально соз- данным для этой цели прибором — указателем скольжения, ко- торый имеется в комплекте пилотажного оборудования каждого самолета и, как правило, блокируется с указателем поворотов или авиагоризонтом (рис. 56). $1#иЖ8МЛЬ fJX8f*b#(Wtt%, СМ8НШр88$Н#Ш ? $%&3&~ МвЯВМ П8&ЩЮ8П1, 8рШ8МНШ!Ы& №?№№ €> шим нрвпом Вправо • УхаЗ&Ш'М С*$Ш&вН№ь СМ8&??Ш/*08йЯ#&$ ' *\j№$$№iJ!p8SuJtbHbtii fy/mm вправо _ в) Рис. 56. Указатели скольжения (а) и схемы сил, дей- ствующих в поперечной плоскости на шарик указа- теля скольжения (б) и на самолет в целом (в) Указатель скольжения представляет собой дугообразную трубку, в которой свободно перемещается металлический шарик. Для демпфирования случайных мелких колебаний шарика труб- ка заполняется специальной жидкостью. В прямолинейном полете без крена шарик занимает цент- ральное положение в трубке. Это положение обычно отмечается специальными рисками, образующими так называемую «лунку». Предполагается, что положение шарика в «лунке» свидетельст- вует об отсутствии скольжения и, наоборот, выход шарика из этого положения возможен только при скольжении. Однако в действительности положение шарика зависит не от скольжения, а только от действующей на самолет боковой перегрузки пг, ко- торая в общем случае со скольжением не связана. Поэтому по- 102 казания указателя скольжения достоверны не во всех случаях полета. Так, в установившемся полете с несимметричной тягой без крена скольжение, как было сказано, неизбежно, однако ша- рик указателя остается в центральном положении, т. е. никакого скольжения не показывает. Чтобы понять причины данного явления и точно ограничить перечень случаев полета, в которых показания указателя сколь- жения недостоверны, необходимо разобрать закономерности, ко- торым подчиняется действие этого прибора. Движение шарика указателя скольжения и движение само- лета в целом вдоль поперечной оси z определяются соответст- венно уравнениями GmsinY + ^cosY=0; gR GcsinY-f-----^ cosy +Z=0, gR (8) где индексы «с» относятся к самолету, а индексы «ш» — к ша- рику прибора. Как видно из сравнения этих уравнений, при отсутствии не- сбалансированной (или сбалансированной силами неаэродина- мического характера) поперечной аэродинамической силы Z бо- ковые перемещения самолета и шарика подчиняются идентич- ным закономерностям и, следовательно, отклонение шарика от плоскости симметрии является надежным сигналом о наличии скольжения. Подобное положение имеет место при полете с сим- метричной тягой. При наличии же силы Z, что характерно для полета с несимметричной тягой, идентичность обоих приведен- ных уравнений нарушается, в результате нарушается и связь между скольжением и отклонением шарика указателя от нейт- рального положения (см. рис. 56). Положение шарика указателя скольжения определяется толь- ко действием собственного веса и приложенных к нему сил инер- ции. Никакие другие силы, в частности аэродинамические, не- посредственно на шарик не действуют. В упомянутом же случае полета с несимметричной тягой без крена поперечная составля- ющая веса шарика, которая могла бы вывести его из централь- ного положения, отсутствует ввиду того, что нет крена, а силы инерции отсутствуют потому, что полет происходит прямолиней- но, т. е. без боковых ускорений. В результате причин для откло- нения шарика от его центрального положения не остается. И, напротив, если полет с несимметричной тягой происходит без скольжения, но с креном, то, несмотря на отсутствие сколь- жения, шарик выйдет из своего центрального положения в ту же сторону, в которую накренен самолет, так как на него будет действовать ничем не уравновешиваемая поперечная составляю- щая его силы тяжести. Таким образом, и в этом случае показа- 103 ния указателя скольжения не будут соответствовать действи- тельности. Следует подчеркнуть, что все сказанное относится лишь к ус- тановившемуся полету, т. е. к полету без разворота относитель- но вертикальной оси. В первоначальный же момент возмущен- ного движения после отказа одного из двигателей шарик под действием сил инерции отклонится, но, как только восстановит- ся прямолинейный режим полета, вернется в положение, опреде- ляемое только наличием или отсутствием крена. Удобным критерием достоверности показаний указателя скольжения является наличие неуравновешенной боковой со- ставляющей аэродинамической силы. В самом деле, как было показано, в полете с симметричной тягой движение самолета в целом вдоль оси z подчиняется тем же закономерностям, что и движение шарика, и если последний отошел от своего централь- ного положения, то только в результате действия на самолет (но не на шарик указателя) составляющей Z. Эта составляю- щая может быть либо ничем не уравновешен а, либо уравнове- шеца силой иного, не аэродинамического характера. Но в лю- бом из этих двух случаев шарик указателя скольжения откло- нится от центрального положения под действием соответственно инерции или веса. В летной практике подобное положение имеет место, как правило, при скольжении. Поэтому летчик с полным основанием и привыкает судить о наличии и знаке скольжения по положению шарика указателя. Случай полета с несимметричной тягой без крена со сколь- жением представляет собой одно из исключений. Боковое рав- новесие сил, действующих на самолет в поперечной плоскости, достигается здесь взаимодействием одних лишь аэродинамиче- ских сил ZH=Z. Следовательно, результирующая боковая состав- ляющая аэродинамических сил равна нулю и шарик остается в центре, несмотря, на скольжение. Таким же исключением из общего правила является и случай полета с несимметричной тягой без скольжения с креном, когда боковая аэродинамическая сила ZH уравновешивается не аэроди- намической по своему характеру боковой составляющей веса са- молета G siny, и шарик отклонится в сторону, хотя скольжение и не имеет места. Таким образом, может быть высказано общее положение: ша- рик указателя скольжения отклоняется от своего центрального положения при воздействии на самолет боковой составляющей аэродинамических сил. При полете с симметричной тягой это возможно только при наличии скольжения, что и определяет действие указателя скольжения, основанного на данном принципе. При полете с несимметричной тягой связь между действием поперечной аэродинамической силы и наличием скольжения на- 104 рушается и, следовательно, теряют свою достоверность и пока- зания указателя скольжения. Следует добавить, что все сказанное об указателе скольже- ния и действии на него различных сил в полете применимо и к телу человека, на которое, как и на весь самолет, действуют си- лы тяжести и силы инерции, но, в отличие от самолета, непосред- ственно не действуют аэродинамические силы. Поэтому субъек- тивные ощущения пилота при полете с несимметричной тягой бывают столь же обманчивы, как и 'показания указателя сколь- жения. Шкпла углов скольжения, оазмрчрнная на повкрхнос ти фюзеляжа Гибкий элемент указателя скольжения Рис. 57. Схема действия указателя скольжения типа гибкого элемента в потоке обтекания В установившемся полете без крена со скольжением летчик физически этого скольжения ощущать не будет и, наоборот, при полете без скольжения, но с креном тело летчика будет ощущать действие боковой составляющей своей силы тяжести. Послед- ним обстоятельством и следует, по-видимому, объяснить иногда встречающееся у некоторых летчиков недоверчивое отношение к приведенному выше анализу параметров полета с несимметрич- ной тягой, результаты которого действительно не сразу согла- суются как с субъективными ощущениями человека, так и с по- казаниями такого привычного и, казалось бы, надежного пило- тажного прибора, как указатель скольжения. Из сказанного следует вывод, что для индикации скольже- ния при полете с несимметричной тягой следует пользоваться какими-то другими средствами, действие которых основано на принципах, не теряющих в данном случае своей справедливо- сти. Наиболее надежным и естественным из подобных принципов является непосредственное определение направления потока встречного воздуха, набегающего на самолет, при помощи уст- ройств типа флюгеров или гибких элементов (рис. 57). К числу преимуществ подобных устройств, кроме их предельной просто- ты и, следовательно, высокой надежности действия, следует от- 105 нести и то, что они позволяют не только устан шить сам факт скольжения и его направление, но и измерить величину угла скольжения. Последнее обстоятельство в ряде случаев может быть чрезвычайно полезно, например, если у самолета опреде- ленного типа установлен некоторый предельный угол скольже- ния, превышение которого в нормальной эксплуатации недопу- стимо. К числу недостатков индикаторов подобного типа следует от- нести то, что они показывают направление не невозмущенного потока обтекания, а лишь направ- ление потока, обтекающего само- лет в месте установки флюгера или гибкого элемента. Последнее обстоятельство заставляет прово- ДИТР их тарировку и соответст- вуй: щую разметку их шкал. Ложно было бы высказать по- желание о создании еще одного вида индикации, полезного в по- лете с несимметричной тягой, а именно: о специальной индикации угла крена, потребного для полета без скольжения (разумеется, если угол скольжения не индицирует- ся непосредственно). Однако на практике такие устройства пока применения не нашли. После того как режим полета с несимметричной тягой установ- лен и подобрано определенное положение руля направления, усилия, потребные для его под- держания в этом положении, летчик обычно снимает триммером. Дальнейшие изменения этих усилий также могут использоваться, как одно из средств контроля за поддержанием нужного угла крена, соответствующего выбранному режиму полета. При ма- лейшем изменении данного угла у большинства современных самолетов на руле направления возникают заметные усилия (разумеется, при условии, что летчик следит за поддержанием прямолинейности полета). Изменение крена на Г—2° вызывает прирост усилий на педалях руля направления на десятки кило- граммов. Это имеет место при полете как с симметричной, так и с несимметричной тягой (рис. 58) и может быть использовано в качестве дополнительного критерия постоянства режима полета. Необходимость в подобном дополнительном критерии возни- кает, в частности, в условиях полета по приборам (вслепую), когда поддержание с нужной точностью такого небольшого кре- 106 ч ^ Рис. 58. Зависимость усилий на педали управления рулем направ- ления РН от угла крена у в прямо- линейном полете с симметричной и несимметричной тягой на, который необходим для полета с несимметричной тягой без скольжения (1°—3°), существенно затрудняется неточностью индикации авиагоризонта в этом диапазоне углов. Поэтому целесообразно, установив однажды крен, нужный для полета с несимметричной тягой без скольжения, в даль- нейшем поддерживать его, ориентируясь не только по видимо- му естественному горизонту или авиагоризонту, но и по отсут- ствию изменений в потребном усилии на педалях при постоян- ном курсе. По существу этот критерий подсознательно использу- ется летчиками и в обычном прямолинейном полете с симмет- ричной тягой с той лишь разницей, что в этом случае 'потребная величина крена равна нулю, а при полете с несимметричной тя- гой отличается от него. 8. Навигационные элементы полета с несимметричной тягой При полете с несимметричной тягой без крена к пилотаж- ным затруднениям, описанным выше, добавляются некоторые особенности и в области аэронавигации. Трудности навигации при полете с несимметричной тягой не- однократно отмечались авиационными штурманами [17]. В известной формуле ПУ = КК + АК + АМ+УС, связывающей величину компасного курса (КК) с направлением полета, т. е. путевым углом (ПУ), к величинам, определяющим различия между значениями указанных углов (магнитной деви- ации компаса Дк, магнитному склонению в точке нахождения са- молета Дм и углу бокового сноса от ветра УС), прибавляется еще одно слагаемое — величина угла сноса от скольжения. Вве- сти значение этого угла в штурманские расчеты, чтобы соответ- ствующим образом откорректировать их после перехода от по- лета с симметричной тягой к полету с несимметричной тягой без крена, возможно лишь в том случае, если на самолете имеются количественные индикаторы скольжения. В противном же случае приходится определять в полете снос, вызванный наличием скольжения, обычными штурманскими методами, т. е. так же, как определяется снос от ветра. Практически штурман может даже не разделять обе указанные составляющие и восприни- мать снос от скольжения так, будто бы соответствующим обра- зом изменилась боковая составляющая ветра. Однако необходи- мо, чтобы экипаж заранее знал, что эта условная суммарная величина, включающая в себя боковые сносы, вызванные дву- мя принципиально различными причинами, при последующих возможных изменениях степени несимметрии тяги должна изме- нить свое значение, а иногда и знак. При проведении аэронавигационных расчетов полета с не- симметричной тягой без скольжения возникает необходимость 107 внесения поправок в показания обычного (недистанционного) магнитного компаса из-за погрешностей, возникающих при от- клонении его картушки от горизонтальной плоскости. При таких отклонениях на показания компаса оказывает влияние вертикальная составляющая магнитного поля земли. Возникающие при этом погрешности тем больше, чем больше угол крена, а также чем выше широта места, над которым про- исходит полет, так как с увеличением широты вертикальная со- ставляющая магнитного поля возрастает. При пользовании компасом дистанционного типа необходи- мость во внесении подобных поправок отпадает, так как индук- ционный датчик, на котором установлен чувствительный эле- мент компаса подобного типа, представляет собой электрический гироскоп с автоматической корректировкой вертикального поло- жения главной оси. На рамке гироскопа подвешен чувствитель- ный элемент компаса, который благодаря действию гироскопа сохраняет свою плоскость горизонтальной независимо от крена самолета. 9. Маневр в полете с неполной и несимметричной тягой. Развороты в сторону работающих и неработающих двигателей. Изменение поступательной скорости полета. Влияние несимметрии тяги на продольную устойчивость и балансировку Вопрос о выполнении разворотов в полете с неполной и не- симметричной тягой до настоящего времени трактуется в раз- личных исследованиях по-разному. В некоторых действующих инструкциях по технике пилоти- рования указывается, что в интересах безопасности полета с несимметричной тягой развороты следует выполнять только в сторону работающих двигателей. По-видимому, на более ранних этапах развития авиации, ко- гда самолеты обладали сравнительно малыми избытками мощ- ности (тяги) и недостаточными запасами эффективности руля направления, подобное мнение было в какой-то степени обосно- вано. Тем более, что в то время в эксплуатации находились пре- имущественно винтомоторные самолеты, у которых наименьшее значение потребной мощности достигалось при угле атаки, близ- ком к экономическому. Поэтому полет с неполной тягой чаще всего происходил именно при этом (или достаточно близком к нему) угле атаки, обеспечивающем сохранение хотя бы того не- большого избытка мощности, который в подобных случаях ос- тавался в распоряжении летчика. При накренении самолета угол атаки опускающегося крыла, как известно, дополнительно уве- личивался (см. рис. 22). Приведенные соображения заставляли опасаться приближе- ния к области срыва при накренении в сторону неработающего 108 двигателя. А отсутствие достаточных запасов руля направления вселяло опасения, что если его отклонения едва хватало для па- рирования момента несимметричной тяги в прямолинейном по- лете, то для вывода самолета из сознательно начатого разворота в сторону неработающих двигателей вновь в прямолинейный по- лет (когда потребуется преодолеть не только момент несиммет- ричной тяги, но и инерцию вращения) отклонения руля может не хватить. Однако соблюдение рекомендации о выполнении разворотов в сторону работающих моторов в ряде случаев само по себе вы- зывало некоторые дополнительные трудности. На винтомотор- ных самолетах в полете с неполностью работающей силовой ус- тановкой избыток мощности, как правило, уменьшался настоль- ко, что далеко не во всех случаях, в частности в посадочной конфигурации, допускал продолжение горизонтального полета. Если же дальнейший полет представлял собой вынужденное снижение, то в распоряжении летчика оставалось время, равное *=±. Vy по истечении которого самолет так или иначе должен быть при- землен на аэродроме или хотя бы на площадке, пригодной для вынужденной посадки. Расположение такой площадки относительно самолета зача- стую диктовало целесообразность разворота в определенную сто- рону, обеспечивающую возможность подойти к намеченному ме- сту приземления более коротким и, следовательно, более быст- рым путем (рис. 59). В подобных условиях создавалось пара- доксальное положение, при котором разворот в сторону работаю- щих двигателей, рекомендуемый как наиболее безопасный, мог привести к вынужденной посадке в месте, совершенно для этого не подходящем. В то же время разворот в сторону неработаю- щих двигателей, считавшийся рискованным, оставлял большие шансы долететь до намеченного места приземления. Поэтому, несмотря на все приведенные соображения, опыт- ные летчики иногда, когда заставляли обстоятельства, прибега- ли и на самолетах старых типов к разворотам в сторону отка- завших двигателей [21]. Тем более не имеют существенного значения соображения, диктовавшие в прошлом целесообразность выполнения разворо- тов с несимметричной тягой обязательно в сторону работающих двигателей для современных самолетов. В самом деле, избытки тяги современных высокоэнерговооруженных самолетов таковы, что даже при отказе 50% двигателей их силовые установки обес- печивают возможность полета на скорости, существенно превы- шающей эволютивную. К тому же даже при необходимости в максимальной степени использовать энергетические возможно- сти оставшихся исправных двигателей на реактивном самолете 109 следует лететь не на экономическом, а на наивыгоднейшем угле атаки, более удаленном от области срывных режимов. Запасы углов отклонения руля направления на современных самолетах также, как правило, выше, чем на самолетах недавнего прош- лого. В силу указанных причин в настоящее время нет реальных оснований опасаться выполнения разворотов с несимметричной тягой в любую сторону. Рис. 59. Траектории захода на посадку с частично отка- завшей силовой установкой с разворотом в сторону ра- ботающих и в сторону отказавших двигателей: 7—заход на посадку с разворотом в сторону отказавшего дви- гателя; 2—заход на посадку с разворотом в сторону работаю- щих двигателей Однако необходимо оговориться, что для обеспечения полной безопасности полета в этом случае необходимо выполнять раз- вороты обязательно координирование. В сущности преимущества координированных разворотов по сравнению с некоординированными имеют место в полетах как с симметричной, так и с несимметричной тягой. Однако в послед- нем случае возникают некоторые особенности пилотирования из-за того, что в прямолинейном полете с несимметричной тя- гой без скольжения уже требовался определенный крен в сторо- ну работающего двигателя. Естественно поэтому, что в данном случае следует при развороте отсчитывать угол крена не от ну- ля, а от того угла уп.т, который уже имел место в прямолиней- ном полете. Иными словами, координированный разворот с дан- ной угловой скоростью в полете с несимметричной тягой потре- бует при всех прочих равных условиях 'большего крена, если разворачиваться в сторону работающих двигателей, и меньшего, если разворачиваться в сторону отказавших. Соответственно должны быть сдвинуты и значения предельно допустимых углов крена Ymax на ограниченно маневренных (например, пассажир- 110 сккх) самолетах до величины утах + Ун.т при разворотах на рабо- тающие и утах—YH.T при разворотах на отказавшие двигатели. На рис. 60 схематически изображены показания авиагоризон- та, указателя поворота и указателя скольжения при полете с симметричной и несимметричной тягой без скольжения, вклю- чая координированные развороты в обе стороны. Режимы полета Комбина^ ции работы двигателей Работают бее четыре двигателя Отказал двигатель справа Отказал двигатель слева. Координированный (без скольжения) разворот влево *** Лрямолинейнь/и полет $ез сколътения ООФОО -ее^**- ~*е^ее- Коорди нироЗа нный (5ез скольжения) разворот вправо •*** У-Гнт Рис. 60. Пространственное положение самолета и показания пило- тажных приборов на разворотах с симметричной и несимметричной тягой: YI—крен при нормальном координированном развороте с полностью работа- ющей силовой установкой; YH.T. -крен в прямолинейном полете с несиммет- ричной тягой без скольжения Как показал опыт, у части летного состава вызывает неко- торое сомнение непривычное сочетание показаний приборов на разворотах в сторону отказавшего двигателя: отклонение лопа- точки указателя поворота в сторону, противоположную откло- нению шарика. Из практики полетов с симметричной тягой лет- чики знают, что подобное положение имеет место на так назы- ваемом «развороте с передачей ноги», т. е. развороте, в котором угловая скорость вращения вокруг вертикальной оси не пропор- ционально велика для данного угла крена и данной скорости, в 111 результате чего возникает внешнее скольжение — явление, безу- словно, нежелательное, а в некоторых случаях даже опасное. Однако подобное истолкование показаний приборов спра- ведливо только для полета с симметричной тягой. Когда же тяга несимметрична, небольшое отклонение шарика указателя сколь- жения в сторону работающего двигателя свидетельствует, как было показано, именно об отсутствии скольжения. Следователь- но, показания приборов, приведенные на рис. 60 для случая раз- ворота в сторону неработающего двигателя, действительно соот- ветствуют правильному координированному развороту. В полете с несимметричной тягой на современном самолете летчик имеет возможность свободно выбирать направление раз- ворота в каждом конкретном случае в зависимости от положе- ния самолета относительно нужного направления полета, от на- личия и расположения препятствий (горы, мощная кучевая или грозовая облачность и т. д.) относительно исходного курса по- лета, даже от обзора с рабочего места летчика в правую и ле- вую стороны. Движение самолета в продольной плоскости, естественно, за- висит от степени симметрии тяги в значительно меньшей степе- ни, чем движение боковое. Тем не менее некоторые изменения в характеристиках продольной устойчивости после отказа боково- го двигателя все же могут наблюдаться. Значение установившейся скорости, соответствующее данно- му положению руля высоты или данному усилию на штурвале, как известно, зависит от величины тяги. Поэтому при выходе из строя одного или двух двигателей значение этой скорости изме- няется (в сторону величины, которую она имеет при холостом ходе силовой установки). Наклон балансировочных кривых* са- молета при переходе от полного газа к холостому ходу всех дви- гателей обычно изменяется. Изменяется он, разумеется, в значи- тельно более слабой степени и в случае, когда такой переход имеет место не на всех двигателях, а лишь на одном.или двух, вышедших из строя. На винтовых самолетах отказ двигателя слева или справа иногда оказывает на продольную устойчивость различное влия- ние, что может быть объяснено имеющими место в подобных случаях различиями в изменениях скоса потока у горизонталь- ного оперения. На рис. 61 приведены полученные А. Л. Райхом, Д. А. Соркиным и В. Г. Табачниковым характеристики продоль- ной устойчивости со свободным и фиксированным управлением двухмоторного самолета с винтами .правого вращения при поле- те на левом и правом двигателе. Балансировочные кривые продольной устойчивости выражают зависи- мость отклонения руля высоты бв и продольного усилия на штурвале Рв от установившейся скорости полета. По протеканию этих кривых судят о зна- ке (и приближенно о степени) продольной устойчивости самолета соответ- ственно с фиксированным и свободным управлением. 112 К числу показателей маневренности самолета относятся и его характеристики изменения поступательной скорости. Как из- вестно, продольные ускорения разгона и торможения определя- ются соответственно формулами: / =(-^--ineW, -/разг ^ G )&• Aop.= -(-§- + 4n')*- (9) Из приведенных формул видно, что располагаемый избыток тяги (Р—Q) _ основной параметр, величина которого при от- V Л ч X л j V \ ч--ч / '^ ^/ У п It 0 •^и— "^ >< 1 ----- Т"~ —^г< ---" 1 «••• *" ^^^^" ^ ZC / Г f 2" h '0 " -*. • — / 0 / X Z - -.7 / /*^ • we работает левый мотор --------не работает правый мотор Рис. 61. Характеристики продольной устойчивости двухмоторного самолета с винтами правого враще- ния в полете на одном моторе (у = 0) казе части силовой установки существенно изменяется, — входит только в формулу разгона. Поэтому, как и следовало ожидать, ускорение разгона, даже в пределах остающегося после отказа части двигателей уменьшенного диапазона скоростей ^полета, сильно снижается по сравнению с полетом с полной тягой. В ре- зультате всякая ошибка пилотирования, связанная^ уменьше- нием фактической скорости по сравнению с заданной, исправля- ется в полете с неполной тягой значительно медленнее обычного. Во всех случаях, когда позволяет запас высоты, целесообразно помочь разгону, применив небольшое снижение. В тех же слу- чаях, когда полет происходит вблизи земли и форсирование раз- гона за счет снижения неосуществимо, необходимо особенно внимательно следить за скоростью, помня о трудности исправ- ления ее потери при отсутствии полной тяги силовой установки, Торможение самолета в полете с отказавшей частью двига- телей в большинстве случаев практически ничем не отличается 113 от выполнения этого маневра при исправной работе всей сило- вой установки. В самом деле, для осуществления торможения на исправном самолете летчик уменьшает тягу двигателей, т. е. намеренно переводит их на режим, близкий к тому, на который они перешли бы самопроизвольно при отказе. Однако, выполняя торможение при частично отказавшей си- ловой установке, необходимо все время помнить об указанных выше ограничениях в разгонных характеристиках самолета с неполной тягой и внимательно следить за тем, чтобы своевремен- но прекратить гашение скорости при заранее намеченном зна- чении последней. К*э.«н Переход с полной тяги, на холостой, ход си л о бои. установки. г- 6„ Рис. 62. Изменения углов отклонения элеронов бэ и руля на- правления бн в прямолинейном разгоне и торможении Особенного внимания требует — в силу своей чрезвычайно высокой интенсивности — торможение в случае отказа турбо- винтового двигателя в сочетании с отказом систем флюгирова- ния его винта. Намеренно такой маневр в полете не выполняется ввиду при- сущей ему недопустимой величины ускорения торможения. Од- нако, если подобный комбинированный отказ возникает самопро- извольно, летчик должен действовать, имея в виду необходи- мость парирования не только бокового возмущенного движения, но и резкого снижения скорости. В нормальном полете с симметричной тягой в ходе разгона или торможения возникают незначительные изменения в боко- вой балансировке самолета (рис. 62). Причина этих изменений заключается в изменении реактивных и гироскопических момен- тов силовой установки по скорости полета, а также влиянии не- больших отклонений в симметрии как внешних форм самолета, так и жесткостных характеристик его крыла, фюзеляжа и опере- ния. Практически потребные отклонения руля направления и эле- ронов при разгоне и торможении настолько невелики, что обыч- 114 но не отмечаются летчиком, если он не имеет специального зада- ния оценить их. Однако в полете с несимметричной тягой положение суще- ственно изменяется. Для парирования момента несимметричной тяги необходимо заметное отклонение руля направления. С из- менением скорости эффективность руля направления меняется, а следовательно, меняется и потребный угол его отклонения. При безбустерном управлении или управлении, в состав ко- торого входит обратимый бустер руля направления, такое изме- нение величины отклонений, как правило, не вызывает суще- ственных изменений в усилил, которое летчик прикладывает к педали. Причина этого легко объясняется, если вспомнить, что обе указанные величины — эффективность руля и величина уси- лий, необходимых для его отклонения — пропорциональны квад- рату скорости. На самолете с необратимым бустерным управлением рулем направления усилие, потребное для отклонения руля, целиком определяется специальным автоматом. Если данный автомат действует в зависимости от скорости, т. е. изменяет величину <ЭРЧ градиента -^г- в зависимости от изменения скоростного напо- ра, то картина получается в общем такая же, как и при обрати- мом бустере или безбустерном управлении. Если же, как это бывает чаще всего, автомат усилий руля направления представляет собой механизм пружинного типа, то увеличение потребного отклонения руля при снижении скорости полета влечет за собой и соответствующее увеличение усилий на педали. В этом случае летчик при торможении должен быть го- тов к тому, чтобы удерживать прямолинейность направления ценой усилий, существенно возрастающих по мере уменьшения скорости. При передвижении рычагов управления двигателями для пе- рехода с одного режима полета на другой необходимо учиты- вать то обстоятельство, что тяга всех установленных на самоле- те двигателей изменяется вслед за перемещением рычагов уп- равления ими не строго синхронно. Происходит это потому, что система управления двигателями, особенно на больших по раз- меру многомоторных самолетах, растянута на десятки метров и обладает большим количеством сочленений, изломов и других элементов, неизбежно создающих упругие и механические люф- ты, а также вследствие неизбежных отличий в настройке авто- матов приемистости. Регулировка кинематики системы управления каждым двига- телем практически сводится к тому, чтобы привести крайние по- ложения (переднее и заднее) рычага управления двигателем в соответствие с нужными предельными режимами его работы (максимальным и минимальным). Фиксация же промежуточных положений рычагов, однозначно привязанных к определенным 115 режимам работы, на практике возможна лишь со значительно меньшей точностью. На рис. 63 показан пучок кривых, характеризующих изме- нение тяги четырех двигателей, установленных на одном само- лете, в зависимости от хода рычагов управления. Как видно из рисунка, даже если переводить рычаги управления двигателями из одного положения в другое строго синхронно, в области их промежуточных положений (например, в сечении А—Л), неиз- бежны расхождения в величине тяги отдельных двигателей, т.е. ь о. ^ 1,0 *з ** ? О Ход рычагов управления двигателями ' Рис. 63. Зависимость тяги нескольких двигателей, уста- новленных на одном самолете, от положения рычагов управления двигателями (РУД) иными славами, несмотря на исправную работу всей силовой ус- тановки, на самолете возникает некоторая несимметрия тяги. При определенных характеристиках самолета такая несиммет- рия может оказать заметное влияние на параметры полета. Из- вестен случай, когда при заходе одного опытного многодвига- тельного самолета на посадку для уточнения расчета потребо- валось произвести подтягивание, т. е. некоторое временное уве- личение тяги. Летчик синхронно перевел все четыре рычага уп- равления двигателями несколько вперед. Реакция самолета на столь обычные действия пилота была совершенно неожиданной: машина накренилась настолько энергично, что задела консолью крыла землю и была выведена из крена и благополучно призем- лена только благодаря энергичным и своевременным действиям летчиков. Последующий анализ происшествия показал, что пер- вопричина его заключалась в возникновении несимметричной тяги из-за несинхронного ее увеличения при передвижении ры- чагов управления двигателями. В данном случае эта несиммет- рия проявилась так остро из-за недостаточности путевой, а глав- ное, избыточности поперечной устойчивости, присущих первым образцам самолетов данного типа. 116 Для предотвращения подобной неблагоприятной реакции са- молета на изменение режима работы силовой установки сущест- вует, вообще говоря, три возможных пути. Первый из них за- ключается в создании специальных систем управления двига- телями многомоторных самолетов, обеспечивающих нужную степе-нь синхронности их перевода с одного режима на другой. Однако такой путь связан со значительными трудностями, как конструктивными, например при создании устройств для ком- пенсации влияния деформаций самолетам полете, так и эксплуа- тационными — при выполнении работ по регулировке силовой установки в целом и каждого из ее двигателей в отдельности. Поэтому возможности создания подобных систем в определен- ной степени ограничены. Второй, по-видимому, более перспективный путь сводится к обеспечению таких характеристик устойчивости и управляемо- сти самолета, при которых его чувствительность к несимметрии тяги не была бы столь сильно выражена. К числу таких харак- теристик, как было показано выше (см. гл. II), в первую оче- редь относятся коэффициенты статической боковой устойчивости т? и т13, а также величина х, характеризующая соотношение максимальных угловых скоростей поперечного и путевого возму- щенного движения самолета. Возвращаясь к приведенному в качестве примера самолету, следует указать, что в серийном варианте указанные характери- стики были у него существенно улучшены за счет уменьшения угла поперечного V консольных частей крыльев на 1° и одновре- менного увеличения площади вертикального оперения на 45%. Все самолеты данного типа, находящиеся мыне в эксплуатации, обладают умеренной и во всяком случае вполне безопасной сте- пенью чувствительности к несимметрии тяги, вызванной несин- хронностью действия систем управления двигателями. Третий путь решения данной задачи сводится к применению специальных автоматических устройств — автопилотов, демпфе- ров рыскания и крена и т. п., используемых в современном са- молетостроении для обеспечения приемлемых характеристик ус- тойчивости и управляемости в полном диапазоне скоростей и вы- сот, на которых должен работать летательный аппарат данного типа, а также для обеспечения некоторых принципиально новых свойств самолета (вплоть до способности выполнять автомати- ческую посадку). Все более широкое распространение подобных устройств, характерное для авиации наших дней, связано, с од- ной стороны, с невозможностью обеспечить приемлемые харак- теристики устойчивости и управляемости современного летатель- ного аппарата чисто аэродинамическими средствами и, с другой стороны, с повышением надежности элементов автоматики авиационных управляющих систем. Сейчас трудно представить себе самолет, пилотирование которого осуществлялось бы «вручную», без действующих в сочетании с пилотом и парал- 117 лельно с ним многочисленных автоматических средств управле- ния. Параллельно с решением общих задач улучшения устойчи- вости и управляемости самолета применение автоматических устройств управления способствует и понижению чувствитель- ности самолета к несимметрии тяги. На современном этапе раз- вития авиации, по-видимому, целесообразно использование всех трех упомянутых направлений в их разумном сочетании с пре- имущественным развитием последнего из них — применения ав- томатики. Наряду с этим летный состав должен учитывать возможность возникновения бокового возмущенного движения как реакции самолета на несинхронность действия систем управления от- дельными двигателями и представлять себе вероятную степень этой реакции. Тогда, своевременно корректируя возможные бо- ковые движения самолета при увеличении или уменьшении тяги путем соответствующих отклонений руля направления или диф- ференциации передвижений рычагов управлений отдельными двигателями, летчик всегда сможет избежать опасных послед- ствий несинхронности изменений их тяги. Глава IV ЗАХОД НА ПОСАДКУ И ПОСАДКА С НЕПОЛНОЙ И НЕСИММЕТРИЧНОЙ ТЯГОЙ 1. Диапазон скоростей и вертикальная скорость в полете с неполной и несимметричной тягой при посадочной конфигурации самолета Заход на посадку и сама посадка представляют собой ответ- ственнейшие этапы полета с неполной и несимметричной тягой. На первый взгляд может показаться, что поскольку снижение и особенно посадка связаны с уменьшением тяги, то и отказ од- ного или нескольких двигателей должен сказываться на этих этапах полета в меньшей степени, чем при полете по маршруту или тем более при возмущенном движении в момент самого от- каза. Однако на практике известен ряд случаев, в которых пи- лот успешно справлялся с неожиданным отказом двигателя, пе- реводил самолет в режим установившегося полета с неполной и несимметричной тягой, пролетал на этом режиме сотни, а иногда и тысячи километров, благополучно доходил до аэродрома на- значения, но не справлялся с заходом на посадку и с посадкой. Попытки объяснить подобные случаи причинами лишь чисто психологического характера (самоуспокоение летчика при виде своего аэродрома и вызванное этим ослабление внимания) не оказались убедительными. Более детальный анализ показал, что заходу на посадку и посадке с несимметричной тягой присущи специфические особенности, которые отсутствуют (или проявля- ются в более слабой степени) на других этапах полета. Первое из таких объективно существующих усложнений за- ключается в том, что при выпуске шасси и отклонении механи- зации существенно увеличивается аэродинамическое сопротив- ление самолета. В результате этого тяга работающих двигате- лей, вполне достаточная для обеспечения горизонтального поле- та с убранными шасси и закрылками, в некоторых случаях мо- жет оказаться недостаточной для полета с выпущенным шасси и посадочным положением механизации крыла. 119 д/v, На рис. 64 показано характерное изменение избытка мощно- сти, диапазона скоростей горизонтального полета и располагае- мой вертикальной скорости при различных конфигурациях са- молета. Как видно из рисунка, выпуск шасси, а также перевод механизации крыла в посадочное положение существенно умень- шают значение располагаемого избытка мощности, а следова- тельно, и диапазона поступательных скоростей и вертикальной скорости. При этом физическая сущность влияния выпуска шас- си и отклонения механизации крыла не вполне одинакова. Перевод механизации крыла из убранного положения во взлетное, в отличие от выпуска шасси, сам по себе сказывается на величине избытка мощности сравнительно слабо, но за- метно уменьшает скорость, при кото- рой имеет место максимум избытка мощности и соответствующей ему наи- большей возможной вертикальной ско- рости. Выпуск же шасси непосредст- венно увеличивает аэродинамическое сопротивление самолета, не создавая при этом прироста подъемной силы, т. е. ухудшает аэродинамическое каче- ство, а вслед за ним и все основные летные данные: диапазон скоростей, вертикальную скорость и т. д. На самолетах с тубовинтовыми дви- гателями в случае авторотации винта кроме влияния перехода на посадоч- ную конфигурацию следует учитывать еще одно дополнительное обстоятель- ство — близость той скорости, при которой сопротивление авто- ротирующего винта турбовинтового двигателя достигает макси- мального значения (см. рис. 26). Как было показано выше (в гл. II), сопротивление незафлю- гированного авторотирующего винта («отрицательная тяга») турбовинтового двигателя достигает наибольшего значения при той скорости, на которой лопасти авторотирующего винта ста- новятся на промежуточный упор. Если эта скорость близка к ре- комендованной для захода на посадку на самолете данного ти- па, то может оказаться целесообразным при заходе с автороти- рующим винтом отказавшего двигателя сознательно отступить от данной рекомендации и поддерживать некоторую другую (большую или меньшую) скорость, при которой располагаемый избыток мощности, а значит, и величина вертикальной скорости будут более благоприятными (рис. 65). Если при этом выбрана скорость, превышающая ту, на кото- 120 Рис. 64. Зависимость из- бытка мощности Д/V и вер- тикальной скорости Vy 01 скорости по траектории V при различных конфигура- циях самолета: сплошная линия—• шасси и за- крылки убраны; пунктир — шас- си и закрылки в посадочном положении рой имеет место максимум аэродинамического сопротивления винта, то следует иметь в виду, что на каком-то этапе захода, скорее всего при гашении скорости на предпосадочной прямой, этот пик сопротивления так или иначе придется пройти, и в этот Скорость V Область наибольшего сопро- тивления авторотирцющего винта отказавшего двигателя Скорость V Рис. 65. «Провал» летных данных самолета в области повышенного сопротивления автороти- рующего винта турбовинтового двигателя момент торможение самолета будет протекать значительно ин- тенсивнее, чем в привычном для пилота случае захода на по- садку с исправно работающей силовой установкой или даже с отказавшим двигателем, винт которого зафлюгирован. 2. Расчет на посадку с неполной и несимметричной тягой. Боковые отклонения от плоскости посадочной полосы. Запас угла отклонения руля направления при подтягивании Даже в случае, наиболее неблагоприятном с точки зрения располагаемого значения избытка мощности, когда самолет с одним или несколькими отказавшими двигателями в посадочной конфигурации лететь горизонтально не способен, возможность осуществления благополучной посадки отнюдь не исключается. Однако методика построения захода в подобном случае должна соблюдаться особенно строго. Первым необходимым условием этого является наличие в распоряжении пилота четкой информа- ции о том, что при данном количестве работающих двигателей и данном весе его самолет после .выпуска шасси и механиза- ции может продолжать полет только со снижением с заранее из- вестной вертикальной скоростью. При подобных обстоятельствах выпуск шасси следует произ- водить лишь тогда, когда самолет находится в положении, на- дежно обеспечивающем попадание на аэродром, т. е. с учетом 121 высоты полета, значения вертикальной скорости снижения само- лета в посадочной конфигурации, а также времени выхода шас- си как от основной, так и от аварийной систем. Необходимо за- благовременно, до подхода к аэродрому наметить точку начала выпуска шасси, которая обеспечила бы полный его выход на последней предпосадочной прямой, не позднее, чем после прохо- да дальней приводной радиостанции. Выпуск шасси ранее рассчитанной точки может привести к вынужденному приземлению до границы летного поля. Однако к не менее тяжелым последствиям может привести и чрезмер- но поздний выпуск шасси, особенно на самолетах, у которых он Момент начала выпуска шасси ?>?»»»»»»»>, Шасси выпущено ±,^ 3 J - --* „ Ближняя 2 приводна* 4 радиостанция **\ ^\ 5/7/7 Точка выравнивания Рис. 66. Схема определения момента начала выпуска шасси при заходе на посадку с неполной тягой занимает сравнительно продолжительное время. В этом случае может получиться, что к моменту приземления шасси не успеет выпуститься полностью. Определяя время выпуска шасси, следует иметь в виду, что на многих типах самолетов система выпуска и уборки шасси полу- чает питание от устройств, установленных на двигателях (на- пример, от приводных насосов гидросистем). В подобных слу- чаях выход из строя одного или нескольких двигателей влечет за собой уменьшение количества исправно работающих уст- ройств, питающих систему выпуска шасси, что, в свою очередь, может вызвать существенное замедление указанной операции. С другой стороны, на некоторых типах самолетов может быть использовано то обстоятельство, что аварийная система выпуска шасси обладает у них большим быстродействием, чем нормаль- ная (например, если нормальная система гидравлическая, а ава- рийная — воздушная). В подобном случае применение аварий- ного выпуска, несмотря на исправность нормального, сущест- венно ускорит процесс выпуска шасси. На рис. 66 схематически показан переход от горизонтального полета с убранным шасси к снижению с некоторой вертикаль- ной скоростью после его выпуска. Разумеется, в случае, если самолет в посадочной конфигура- ции с неполной тягой не способен лететь горизонтально, но сни- жается под углом, меньшим угла наклона нормальной глиссады 122 (6<0Глисс), задача значительно упрощается: достаточно обеспе- чить окончательный переход к посадочной конфигурации непос- редственно перед входом в глиссаду и для дальнейшего следова- ния по ней тяга, превышающая оставшиеся энергетические воз- можности самолета, заведомо не потребуется. Механизацию крыла на подходе целесообразнее всего пере- водить во взлетное положение после выхода на посадочную пря- мую. В посадочное положение ее следует переводить в районе ближней приводной радиостанции после того, как у летчика воз- никнет твердая уверенность в том, что после полного выхода механизации он, безусловно, попадет на аэродром. Повторяем, что приведенные рекомендации относятся к тому чрезвычайно редкому случаю, когда самолет с неполной и несим- метричной тягой в посадочной конфигурации не способен лететь горизонтально* Однако и в тех случаях, когда располагаемый избыток мощности обеспечивает возможность горизонтального полета в любой конфигурации самолета и, казалось бы, никаких ограничений в построении захода на посадку не возникает, це- лесообразно все же заходить на посадочную прямую вплоть до прохождения дальней приводной радиостанции при взлетном (т. е. неполном) отклонении механизации крыла. В случае удач- ного захода у летчика всегда имеется возможность до прибли- жения к полосе перевести механизацию из взлетного положения в посадочное — эта операция требует не более нескольких се- кунд времени. В случае же неудачного захода уход на второй круг при взлетном положении механизации крыла, естественно, связан с меньшими затруднениями, чем при посадочном поло- жении. Во всех случаях, как при наличии Vymax>0, так и при Vymax<0, наилучшей траекторией захода с неполной тягой сле- дует считать такую, при которой снижение по нормальной глис- саде к намеченной точке выравнивания происходило бы на ре- жиме подтягивания, т. е. при работе исправных двигателей на некотором среднем режиме. Подход на небольшом подтягивании обладает рядом преи- муществ перед снижением на режиме нулевой тяги исправных двигателей. fBo-первых, при этом в распоряжении пилота оста- ется свобода маневра в обоих направлениях: изменяя тягу ра- ботающих двигателей, он имеет возможность как увеличить, так и уменьшить вертикальную скорость и угол снижения и, таким образом, исправить (разумеется, в определенных пределах) ошибку любого знака в траектории снижения. Во-вторых, при работе исправных двигателей на средних оборотах их приеми- стость значительно выше, чем при работе на режиме холостого хода и, следовательно, любые потребные изменения режима, * Например, при выходе из строя к концу полета двигателей в количе- стве, превышающем расчетное. 123 вплоть до выхода на максимальную тягу для ухода на второй круг, могут выполняться более быстро и четко. Расчет на посадку с неполной и несимметричной тягой сле- дует производить так, чтобы самолет шел несколько выше нор- мальной глиссады или точно по ней, но никак не ниже. Это це- лесообразно потому, что в условиях захода на подтягивании с неполной тягой исправление перелета («промазывания») вооб- ще проще, чем обратного отклонения («недотягивания»). Рис. 67. Траектория захода на посадку при раннем и позднем исправлении ошибки в рас- чете: /—своевременно обнаруженная ошибка в расчете ис- правляется небольшим изменением тяги двигателей; 2—несвоевременно обнаруженная ошибка в расчете требует для своего исправления значительного изме- нения тяги двигателей Однако сказанное справедливо лишь при том обязательном условии, что речь идет о небольших, отклонениях в ту или иную сторону. Если же ошибка в расчете запущена и успело нако- питься значительное отклонение от нормальной глиссады, -то и исправление ее в обоих случаях, как при недолете, так и при перелете, оказывается достаточно сложным. Поэтому пилот дол- жен стремиться к тому, чтобы небольшими изменениями в ре- жиме работы действующих двигателей исправлять замеченные отклонения как можно раньше — немедленно после того, как они будут обнаружены (рис. 67). В сущности подобный образ дейст- вий целесообразен при любом заходе на посадку, а не только при посадке с неполной и несимметричной тягой, но в последнем случае следовать этому правилу особенно важно. По мере приближения к посадочной полосе превышение над нормальной глиссадой следует постепенно уменьшать с таким расчетом, чтобы с высоты 30—50 м вписаться в нормальную тра- екторию снижения и подходить к аэродрому под обычным, при- вычным для летчика углом. Выше указывалось, что в тех случаях, когда самолет с не- полной и несимметричной тягой не способен лететь горизонталь- но в посадочной конфигурации, исправление значительного не- долета может оказаться попросту невозможным. Однако исправ- 124 . ление большого отклонения и в сторону перелета, особенно на турбовинтовых самолетах, также может быть связано с опре- деленными трудностями и даже возникновением небезопасных ситуаций. Причина последних заключается в том, что у пилота в данных обстоятельствах возникает естественное стремление ис- править перелет, пользуясь таким мощным средством торможе- ния, как винты турбовинтового двигателя.1 Однако надо иметь в виду, что средство это настолько мощно, что неумеренное поль- зование им может привести к чрезмерному торможению само- лета — быстрому падению скорости. Восстановление же нор- мальной, потребной для погашения снижения и осуществления выравнивания, скорости в условиях близости земли, несиммет- рии и неполноты тяги может оказаться затруднительным. Кроме того, следует иметь в виду, что торможение винтами турбовинтовых двигателей, особенно внутренних, резко ухудша- ет обдувку хвостового оперения, а следовательно, и эффектив- ность рулей. В результате пилот, применивший на малой высо- те торможение винтами в большей, степени, чем требовалось, рискует оказаться вблизи земли на самолете, не только поте- рявшем скорость, но к тому же еще и плохо управляемом. Поэтому снятие рычага винтов с упора, а также уборку ры- чага газа турбовинтового двигателя за проходную защелку по- летного малого газа в целях уточнения расчета следует считать недопустимым как при заходе на посадку в обычных условиях, так и особенно при заходе с неполной тягой. Таковы особенности выполнения захода на посадку, связан- ные с недостаточностью находящейся в распоряжении пилота величины тяги. Однако еще больше усложняет поведение самолета несим- метрия приложения этой тяги. В летной практике зафиксирован ряд случаев, когда при за- ходе на посадку с несимметричной тягой пилот, успешно выйдя из последнего разворота в плоскость посадочной полосы, на по- лосу не попадал. Конкретной причиной такого явления было са- мопроизвольное отклонение траектории («увод») самолета в сторону от плоскости посадочной полосы. Порой объяснение по- добных случаев также искали в субъективных ошибках, допу- щенных пилотом, в частности в том, что, подойдя к завершаю- щему этапу полета с несимметричной тягой, он ослаблял вни- мание и переставал должным образом следить за направлени- ем захода. Додобные объяснения представляются не вполне убе- дительными хотя 'бы потому, что при исправной работе всех двигателей летчик, казалось бы, имеет еще больше поводов для «самоуспокоения» при приближении окончания полета, но тем не менее случаев непопадания на полосу при исправной работе всей силовой установки почти не зафиксировано. В действитель- ности подобные случаи при заходе с частично отказавшей си- 125 лавой установкой имеют исчерпывающее объяснение, вытекаю- щее из самой динамики полета с несимметричной тягой. В самом деле, как было показано выше, полет с несиммет- ричной тягой без крена всегда происходит со скольжением в сторону неработающего двигателя. При этом угол скольжения оказывается тем больше, чем больше момент несимметрии тяги и чем меньше скорость полета. Последнее обстоятельство приводит к тому, что при заходе на посадку, когда скорость постепенно уменьшается до величи- ны, потребной для выравнивания, а момент несимметричной тя- ги Мн.т возрастает в связи с необходимостью увеличения тяги исправных двигателей для компенсации сопротивления, возрос- шего после выпуска механизации крыла и шасси, угол скольже- ния достигает наибольших значений. В результате летчик неожи- данно для себя обнаруживает энергичный увод самолета в сторо- ну, исправить который уже не всегда успевает. Каждое увеличение тяги работающих двигателей, произве- денное во время захода для корректировки глиссады снижения, влечет за собой дополнительный увод самолета от плоскости по- садочной полосы в сторону неработающих двигателей. Во избежание этого целесообразно выполнять заход с несим- метричной тягой без скольжения, т. е. с небольшим креном в сторону работающего двигателя. Причем при каждом изменении тяги работающих двигателей следует соответствующим образом изменять и величину крена. Пилот должен помнить в этом слу- чае простое правило: больше тяга — больше крен, меньше тя- га — меньше крен. Только при соблюдении этого правила са- молет будет приближаться к посадочной полосе, не отклоняясь от ее оси в сторону. Особенно важно незамедлительно ликвидировать скольжение путем накренения самолета в сторону работающих двигателей, если отказ одного из них произошел не на предыдущих этапах полета, а на самом заходе на посадку. Правда, вероятность от- каза в этот период весьма мала, как в силу его относительной кратковременности, так и вследствие того, что силовая установ- ка при заходе на посадку работает на сравнительно мало напря- женных режимах. Тем не менее, по современным требованиям, характеристики •боковой устойчивости и управляемости самолета должны исклю- чать возможность выхода на опасные углы крена, скольжения и атаки при внезапном отказе критического двигателя на предпо- садочном снижении в посадочной конфигурации. Удовлетворе- ние данному условию иногда заставляет по результатам испыта- ний вносить соответствующие изменения в параметры пилотиро- вания, в частности — назначать скорость планирования, несколь- ко повышенную по сравнению с той, которая была бы достаточ- на для обеспечения должных характеристик продольного дшже- 126 ния на посадке в нормальных условиях (обычно такая скорость равна 1,3 минимальной), вплоть до высоты выравнивания. Величина, обратная аэродинамическому качеству большинст- ва современных самолетов в посадочной конфигурации, как пра- вило, заметно превышает значение тангенса угла наклона нор- мальной глиссады предпосадочного снижения. В самом деле, ес- ли е =2—4°, то tg0 = 0,04— 0,07, a —g- =25—15, что существен- но отличается от обычных значений Кпос- Поэтому заход на посадку производится не на чистом планировании, а на режиме подтягивания, т. е. с работающими двигателями, развивающими некоторую тягу, обычно соизмеримую по величине с крейсер- ской. Следовательно, и отказ двигателя во время захода на по- садку может 'существенно повлиять на параметры полета. Прав- да, с точки зрения располагаемого, избытка тяги, отказ на захо- де менее опасен, чем на других этапах полета. Его влияние су- щественнее сказывается на управляемости самолета. Потенци- альная опасность такого отказа заключается в том, что, продол- жая снижение без крена, летчик обнаружит вызванный скольже- нием снос лишь на весьма малой высоте, когда его парирова- ние будет сильно затруднено и во всяком случае потребует вы- полнения достаточно энергичных маневров с неполной и несим- метричной тягой вблизи земли. Сказанное в полной мере относится и к автоматическому за- ходу на посадку. Если в системе автоматического управления заходом (САУ ЗП) не запрограммирован случай отказа боково- го двигателя, то подобная система отреагирует на снос, вызван- ный скольжением, так же, как на любой другой (например, воз- никший под действием боковой составляющей ветра). Однако, как было показало, при полете на режиме 4 = 0, (3^0 сильно уменьшаются запасы отклонений руля направления^ Поэтому при отказе бокового двигателя в ходе автоматического захода на посадку по системе, ,на данный случай не рассчитанной, сле- дует принудительно ввести крен на работающие двигатели или, если система такого вмешательства не допускает, выключить ее и завершить заход на ручном управлении с соблюдением прави- ла: больше тяга — больше крен, меньше тяга — меньше крен. Разумеется, и при ручном, и при автоматическом управлени- ях возможно парирование увода самолета от оси посадочной по- лосы в сторону неработающего двигателя соответствующим из- менением курса. Однако данный способ связан с некоторыми неудобствами. Во-первых, изменение величины упреждения по курсу осуществлять синхронно с изменениями тяги более затруд- нительно, чем соответствующее изменение крена, так как оно связано с выполнением более сложного маневра — не в одной, а в двух плоскостях. Кроме того, упреждение по курсу в большин- стве случаев приходится убирать в конце выдерживания перед касанием. Маневр этот и при симметричной тяге требует доста- 127 точно точного выполнения, а при несимметричной тяге, естест- венно, будет еще более сложен для летчика. Поэтому устране- ние бокового относа самолета при заходе на посадку с несим- метричной тягой целесообразнее производить путем непосредст- венного устранения скольжения, как первопричины этого относа. На самолетах с четырьмя двигателями при отказе одного из них степень асимметрии тяги при заходе на посадку может быть существенно снижена рациональным использованием тяги ис- правных двигателей. Уменьшение суммарной тяги осуществля- ется сначала за счет дросселирования двигателя, симметрично- го отказавшему. И лишь после того, как его тяга доведена до наименьшего возможного значения, если требуется дальнейшее уменьшение суммарной тяги, снижается режим симметрично расположенных работающих двигателей. По мере подхода к земле скорость самолета, как известно, должна постепенно уменьшаться до величины, потребной для выравнивания. Данное обстоятельство также вносит некоторые дополнительные особенности в управление самолетом прежде всего в связи с уже отмечавшимся увеличением потребного от- клонения руля направления. У некоторых самолетов недавнего прошлого, на которых в полетной конфигурации установившийся полет с несимметричной тягой требовал умеренных углов отклонения руля направления, во время захода на посадку, особенно на последнем этапе, от- клонения руля начинало не хватать. Так, например, на одном двухдвигательном турбореактивном самолете при нормальной скорости подхода к земле, чтобы произвести горизонтальное подтягивание, приходилось увеличивать тягу работающего дви- гателя до величины P = 0,85-f-0,9Pmax. Таким образом, избыток тяги, казалось бы, полностью обеспечивал/ возможность исправ- ления даже достаточно грубой ошибки. Однако при этом воз- никало неожиданное препятствие со стороны управляемости са- молета в путевой плоскости. Для поддержания в данных усло- виях прямолинейности полета, даже при отсутствии скольжения, с соответствующим креном в сторону работающего двигателя (у~р = 0), потребное отклонение руля направления достигало 27°, в то время как предельное отклонение было равно всего 25°. Из сказанного может создаться впечатление, что описанное положение безвыходно и что, если летчик, заходя на посадку на самолете данного типа, допустил настолько грубое и несвоевре- менно обнаруженное отклонение от глиссады, что для его исп- равления требуется горизонтальное подтягивание, то попасть на аэродром уже невозможно ввиду отсутствия необходимых средств противодействия развороту в сторону отказавшего дви- гателя. Однако в действительности подобное положение при всей его сложности все же безвыходным считать нельзя. 128 Чтобы обеспечить прямолинейность траектории на горизон- тальном подтягивании, необходимо было лишь применить сколь- жение в сторону работающего двигателя, для чего дополнитель- но накренить самолет в эту сторону еще на несколько (2—5) градусов. Как было показано выше (см. рис. 53), потребное от- клонение руля при этом уменьшается, чем и обеспечивается воз- можность поддержания самолета в режиме прямолинейного по- лета. Необходимость применить скольжение в сторону работающе- го двигателя может возникнуть и без какой-либо ошибки со стороны летчика. Степень несимметрии тяги может быть на- столько велика, что для парирования разворота, даже при сни- жении по правильной глиссаде, полное отклонение руля окажет- ся недостаточным. Пример подобной ситуации — отказ двух двигателей на турбовинтовом самолете с одной стороны при од- новременном отказе систем флюгирования одного или обоих винтов (случай, правда, крайне редкий — за ряд последних лет он ни разу не был зафиксирован в летной практике). Тем не менее и в этом, гипотетическом, случае прямолинейность поле- та, как правило, может быть обеспечена, причем единственным способом: путем использования скольжения в сторону работаю- щих двигателей. Угол крена при этом целесообразно подбирать с некоторым превышением, т. е. так, чтобы самолет летел пря- молинейно при неполном отклонении руля направления. Не ме- нее 20—30% отклонения руля должно быть оставлено в запасе для парирования случайных атмосферных возмущений, а также для удержания самолета от разворота в момент выравнивания, когда скорость, а значит, и запас отклонения руля, уменьшится в еще большей степени. На выравнивании, даже столкнувшись с вновь возникшей по указанной причине недостаточностью запаса отклонения руля направления, ни в коем случае не следует удерживать самолет от разворота путем снижения тяги работающих двигателей. Уменьшить их тягу можно только после погашения вертикальной скорости снижения и перехода к выдерживанию. Уменьшив же тягу работающих двигателей ранее окончания выравнивания, пилот хотя и сможет удержать самолет от разворота, но риску- ет серьезно нарушить правильность профиля посадки, вплоть до энергичного проваливания и удара колесами о землю. Следует напомнить также, что на самолетах с необратимыми гидроусилителями и пружинными загружателями в системе пу- тевого управления увеличение потребного отклонения руля на- правления вблизи выравнивания может быть связано и с соот- ветствующим увеличением усилий на педали. После того как выравнивание самолета выполнено, уборка газа работающих двигателей должна выполняться плавно, с од- новременным выводом самолета из крена. 129 При этом следует иметь в виду, что триммер руля направле- ния, отрегулированный в полете на нулевые усилия при откло- ненном руле, вызовет в этот момент появление на педалях уси- лий обратного знака. Поэтому необходимо либо своевременно — перед выравниванием — вернуть триммер в положение, близкое к нейтральному, и, пока исправные двигатели продолжают ра- ботать, удерживать руль в нужном положении, прилагая к пе- дали необходимые усилия, либо быть готовым к появлению близких по величине усилий уже на противоположной педали во время предпосадочного выдерживания после перевода работаю- щих двигателей на режим холостого хода. Парирование данного явления, если оно оказалось неожиданным для летчика, психо- логически затруднено тем, что требует определенной перестрой- ки программы действий, так как заброс по курсу происходит в сторону исправных двигателей, в то время как в течение всего полета с несимметричной тягой летчик заботился о парирова- нии разворота в сторону отказавших двигателей. Поэтому во всех случаях, когда это возможно, целесробразно практиковать возвращение триммера руля направления в положение, близкое к нейтральному, заблаговременно, т. е. ранее перевода рабо- тающих двигателей на режим холостого хода. 3. Заход на посадку с неполной и несимметричной тягой при боковом ветре. Намеренное введение несимметрии тяги для парирования влияния бокового ветра Задача путевого управления на предпосадочной прямой по существу сводится к удерживанию траектории снижения в плос- кости посадочной полосы, противодействуя влиянию случайных причин, выводящих самолет из этой плоскости. Наличие боковой составляющей ветра заметно усложняет эту задачу даже при снижении с полностью исправной силовой установкой. Вопросы, связанные с посадкой при боковом ветре, в настоя- щее время представляют значительно большую актуальность, чем на более ранних этапах развития авиации. Причина этого заключается в том, что в наши дни посадка с боковым ветром превратилась в явление, значительно более частое, чем было в прошлом, когда господствовала круглая или квадратная форма летного поля, позволявшая во всех случаях выкладывать старт в плоскости ветра. Появление скоростных реактивных самоле- тов, обладающих большими дистанциями взлета и посадки, обусловило повсеместный переход к бетонированным взлетно- посадочным полосам, при которых остается всего по два воз- можных посадочных курса на каждую имеющуюся на данном аэродроме полосу. Правда, указанные полосы располагаются обычно вдоль наиболее вероятного направления ветра, соответ- ствующего ориентации «розы ветров», построенной для данной местности. Однако, несмотря на это, направление ветра строго 130 вдоль полосы является сейчас скорее исключением, чем прави- лом. "Наибольшие трудности возникают при заходе на посадку и посадке с боковым ветром на самолетах со стреловидным кры- лом. На подобных самолетах практически неприменим такой еще недавно повсеместно распространенный способ парирования сно- са от бокового ветра, как скольжение. Причина этого заключа- ется в том, что в отличие от самолетов с прямыми крыльями на самолетах со стреловидными крыльями в прямолинейном по- лете со скольжением на относительно больших углах атаки (а именно такие углы имеют место при подходе к земле и особенно при самой посадке) возникает мощный аэродинамический мо- мент относительно продольной оси, стремящийся вывести само- лет из крена и скольжения. Для поддержания машины в нужном режиме летчику прихо- дится значительно отклонять элероны в сторону скольжения. Уже при сравнительно небольших углах р это отклонение дости- гает своего предельного значения и, таким образом, дальнейшее увеличение скольжения делается невозможным, не говоря о том, что при этом в распоряжении летчика не остается запаса от- клонения элеронов, необходимого для парирования случайных внешних возмущений. Исходная причина подобного положения заключается в том, что у стреловидного крыла абсолютная величина коэффициен- та поперечной статической устойчивости т? в отличие от крыла прямого существенно зависит от угла атаки. На. рис, 27 было показано протекание указанной зависимости. Как видно из рих> сунка, абсолютное значение коэффициента тх в пределах нор- мального диапазона летных углов атаки у самолета со стрело- видным крылом изменяется в несколько раз. Естественно, что при проектировании и доводке самолета угол поперечного V крыла подбирается с таким расчетом, чтобы во всех случаях сохранялась поперечная статическая устойчивость (т. е. соблю- далось условие /тг^<0). В результате, даже обеспечив прием- лемые, близкие к нулю значения коэффициента т? при малых углах атаки, приходится мириться с тем, что на околопосадоч- ных и посадочных углах самолет со стреловидным крылом име- ет значительные избытки поперечной статической устойчивости. Поэтому применение скольжения как единственного или хотя бы основного средства парирования бокового ветра при заходе на посадку на самолетах со стреловидными крыльями было бы равнозначно существенному ограничению предельных значений бокового ветра, при которых посадка самолета данного типа была бы вообще осуществима. В связи с этим в настоящее время на большинстве типов стреловидных самолетов при заходе на посадку с боковым вет- ром применяется другой способ пилотирования. В этом способе 131 скольжение не применяется (или применяется лишь как допол- нительное средство), а возникающий снос парируется полностью или почти полностью внесением соответствующего упреждения в курс полет^- Данный способ обладает рядом существенных преимуществ. Во-первых, величина боковой составляющей ветра, при которой возможен заход на посадку, практически не ограничена, потому что отворот от посадочного курса на любой нужный угол в^ сущ- ности не привносит в пилотирование никаких осложнений. Во- 200 250 V км/час PHQ. 6&. Два способа парирования сноса от бокового ветра при заходе на посадку: а—скольжением; б—упреждением по курсу вторых, при заходе на посадку без скольжения самолет обтека- ется воздухом симметрично, руль направления и элероны нахо- дятся в положении, близком к нейтральному, и^ таким образом, сохраняют полную величину запаса отклонений в обе стороны для парирования случайных внешних возмущений^ На рис. 68 схематически показаны оба описанных способа захода на посадку при боковом ветре. Если заход производит- ся с упреждением по курсу, то перед самым приземлением само- лет можно довернуть на посадочный курс так, чтобы совместить вектор скорости с плоскостью колес или по крайней мере су- щественно уменьшить угол между ними во избежание повышен- ных боковых нагрузок на основные колеса и конструкцию шас- си. Правда, указанные нагрузки, даже при посадке с неустра- ненным сносом, как правило, не выходят за пределы, обеспечен- ные другими расчетными случаями, например случаем «разво- рот на пробеге». Поэтому маневр доворота в плоскость взлетно- 132 посадочной полосы во многих случаях можно и не производить или производить уже после касания, так как большинство са- молетов современных схем (с носовым колесом) выполняет этот доворот самопроизвольно, независимо от действий летчика. Кос- нувшись земли основными колесами, самолет подобной схемы под действием момента, образованного относительно центратя- ^ZHOC~0 ^ггл Рис. 69. Путевой момент от поперечных составляющих сил трения колес шасси: а—посадка со сносом относительно земли самолета с носовым колесом; б—посадка со сносом относительно земли самолета с хвостовым колесом жести поперечными составляющими сил трения основных колес, стремится выполнить нужный разворот сам. В сущности в способности самолета ориентироваться вдоль оси ВПП проявляется путевая устойчивость, характерная для самолетов с носовым колесом при движении по земле. Разумеет- ся, пользоваться этим свойством следует лишь в тех случаях, когда достоверно известно, что прочность пневматиков и всего шасси самолета данного типа допускает приложение боковой на- грузки, возникающей при касании земли со сносом. Поэтому лет- чики после захода на посадку с парированием сноса от бокового ветра методом упреждения по курсу, как правило, перед касани- ем все же выполняют управляемый доворот самолета в плос- кость посадочной полосы с тем, чтобы если не обеспечить при- земление без малейшего скольжения относительно земли («юза»), то существенно уменьшить величину последнего. Однако и в этом случае пилотирование мало усложняется, благодаря отсутствию сколько-нибудь серьезных требований к точности устранения скольжения в момент касания. На самолетах старых схем (с хвостовым колесом) такое тре- бование действовало в полной мере и его удовлетворению были подчинены все действовавшие правила пилотирования на посад- ке. Причина этого заключалась в том, что самолеты с хвосто- вым колесом обладали пониженной степенью путевой устойчиво- сти при движении по земле и такой мощный начальный им- 133 пульс, как момент боковых сил трения главных колес о землю, неизбежно имеющий место при посадке со сносом, мог привести (и зачастую приводил) к возникновению прогрессирующего не- управляемого разворота. У самолета с хвостовым колесом (рис. 69, б) MyBOCn = Fz гла — Fz xiA где -FZXB — ботовая сила трения хвостового колеса; b — расстояние от ц. т. самолета до хвостового колеса. При этом возможны два случая. Если \FZrna\<\Fzx*b\f Л12/восст>0 и самолет после касания ориентируется вдоль оси ВПП, т. е. ведет себя так же, как са- молет с носовым колесом. Если \FZT^a\>\FZXBb\f Муъосст<0 и самолет входит в раз- ворот. На самолете же с носовым колесом (в современном самолет- ном ларке подобная схема шасси господствует практически без- раздельно) степень устойчивости пути при движении по земле настолько высока, что он, независимо от величины начального импульса, практически не подвержен ,каким бы то ни было неуп- равляемым разворотам на пробеге: ^*/ВОССТ = ^ 2ГЛ^> где М^восст— восстанавливающий путевой момент шасси; -FziMi — боковая сила трения главных стоек шасси (бо- ковая сила носового колеса равна нулю, так как носовая стойка самоориентирующаяся); а — расстояние от ц. т. самолета до линий осей основ- ных стоек шасси. При этом всегда МуВОсст>0, т. е. направлен в сторону сов- мещения оси самолета с вектором скорости. Поэтому на современных самолетах доворот перед касанием после захода на посадку с упреждением по курсу выполняется только в интересах уменьшения боковых нагрузок на шасси, но не для обеспечения нужной управляемости при последующем движении по земле, а значит, особой точности выполнения не требует и во всяком случае представляет для летчика меньше сложности, чем вывод из крена и скольжения, который приходи- лось выполнять над самой полосой при заходе со скольжением. "Независимо от способа парирования сноса от бокового вет- ра — изменением курса или скольжением — выполнение этого маневра при наличии несимметричной тяги имеет свои дополни- тельные особенности. На рис. 70 показан случай, при данных обстоятельствах наиболее сложный и нежелательный: заход с несимметричной тягой без крена (и, следовательно, со сколь- жением) при наличии бокового ветра со стороны работающих моторов. Как видно из рисунка, в этом случае снос от бокового 134 и направление Ветра, ветра имеет тот же знак, что и снос от скольжения. В результате суммарная величина сноса относительно земли может достигать заметных величин — в угловом выражении до десятков граду- сов. В связи с этим при заходе с несимметричной тягой без кре- на и наличии поперечной составляющей ветра относительно оси взлетно-посадочной полосы целесообразно всегда, когда это воз- можно, выбирать направление захода так, чтобы ветер дул со стороны отказавших двигателей. Это обеспечит различие знаков и, следовательно, хотя бы частичную взаимную компенсацию сноса от бокового ветра и сноса от сколь- жения, вызванного полетом с не- симметричной тягой без крена. Разумеется, сказанное применимо лишь в тех случаях, когда про- дольная составляющая ветра не настолько велика, чтобы посадка в направлении, выгодном с точки зрения противодействия боковому сносу, оказалась бы небезопас- ной из-за значительной величины попутной составляющей ветра. Возможность взаимной ком- пенсации сносов, вызванных боко- вым ветром и скольжением от несимметричной тяги, породила идею преднамеренного введения несимметричной тяги в интересах парирования сноса от бокового ветра при полете с исправной си- ловой установкой самолета. Что- бы реализовать эту идею, необходимо при заходе на посадку задавать установленным на самолете двигателям неодинаковые режимы работы: двигатели, расположенные с той стороны, с ко- торой дует ветер, должны развивать меньшую тягу, чем располо- женные с противоположной стороны. Если ставить задачу точной компенсации сноса от бокового ветра путем создания противоположной по знаку и равной по величине боковой составляющей скорости, вызванной скольже- нием, то требуется, как видно из рис. 46 и 68, создание момента несимметричной тяги, удовлетворяющего уравнению Тсн = Р- Или, учитывая, что y- = sin(cpCH)^ Рис. 70. Сложение углов сноса от скольжения и от бокового ветра при заходе на посадку с несимметричной тягой без кре- ма и р=. c*qS где Z = /в.о-/1 Д/° и, следовательно, р = z АР /в.о—/1 c\qS 135 получаем W = z ' АР V~= l^-h ' elqS ' откуда дЯ= /B.O-/I .W_ctgs= *B.O-/I Wc*QVS. (10) Здесь АЯ— потребная разность тяг левого и правого симмет- рично расположенных двигателей, необходимая для компенсации сноса от бокового ветра сколь- жением без крена; W— боковая составляющая ветра; V— поступательная скорость полета; cz— статическая производная коэффициента попереч- ной силы по углу скольжения; /в.о — плечо вертикального оперения; 2— расстояние от линии действия тяги двигателя до плоскости симметрии самолета (плечо двига- теля) ; /1— расстояние от точки приложения поперечной аэродинамической силы Z до центра тяжести са- молета; q— скоростной напор; Q— массовая плотность воздуха; S — площадь крыла. Приведенная формула позволяет точно установить степень несимметрии тяги, необходимую при данных условиях для пари- ро,вания снова от бокового ветра заданной силы. Однако на практике в столь точной компенсации сноса от бокового ветра нет необходимости. К тому же сама величина скорости ветра и его направление редко бывают настолько ста- бильными, чтобы имела смысл постановка такой задачи. На практике обычно достаточно свести снос до величины настолько малой, чтобы она не фиксировалась летчиком визуально, т. е. ликвидировать видимый снос от бокового ветра. Тем не менее выполненный до подхода к аэродрому посадки предварительный расчет несимметрии тяги, потребной при данном боковом ветре, облегчит выполнение визуального захода. Применение данного способа позволяет расширить диапазон скоростей бокового ветра, в пределах которого возможна по- садка самолета данного типа. Так, в инструкции по пилотированию самолета Ту-104 указы- вается, что при симметричной тяге обоих двигателей максималь- но допустимое значение бокового ветра на посадке равно 12 м/сек, а при использовании увеличения тяги двигателей со стороны, противоположной той, откуда дует ветер, достигает 14 м/сек. Легко показать, что на самолетах с двигателями, более раз- несенными относительно плоскости симметрии (таких, как 136 твд Аи-гь / (Дн-26) I Ту-114, Ан-22 и т. п.), применение данного способа оказывается еще более эффективным и обеспечивает увеличение диапазона допустимых значений скорости бокового ветра не на 2, а на 4—5 м/сек и более, что, естественно, равнозначно существенному рас- ширению эксплуатационных возможностей самолетов данных ти- пов. Говоря о намеренном нарушении симметрии тяги, следует упомянуть некоторые, правда весьма редкие, типы самолетов, у которых это нарушение связано с СаМОЙ КОМПОНОВКОЙ СИЛОВОЙ уста- ТВДАИ-2Ь новки. На самолете фирмы Бломм и Фосс BV-141 (1944 г.) единственный двигатель располагался не в плос- кости симметрии машины, а в сто- роне от нее, на крыле. В настоящее время успешно ле- тает самолет Ан-26, близкий по кон- струкции к Ан-24, но отличающийся от него, в частности, наличием тре- тьего двигателя—ТРД, установ- ленного в правой мотогондоле. Сама по себе установка третьего двига- теля существенно улучшает летные данные самолета на взлете, наборе высоты и, разумеется, в случае от- каза одного из основных двигателей. Одновременно этот двигатель заме- няет автономную вспомогательную силовую установку, служащую для удовлетворения энергетических по- требностей самолета на земле (в ча- стности, для запуска основных дви- гателей). Что же касается несимметричного расположения ТРД, то таковое было выбрано, во-первых, из конструктивных соображе- ний (близость к топливным бакам и другим системам силовой установки), а во-вторых, потому, что два симметрично распо- ложенных ТВД АИ-24, вследствие закручивания струй их вии- тов, дают не вполне симметричную суммарную тягу. Поэтому самолет Ан-24 имеет, как известно, тенденцию к развороту вправо, особенно сильно выраженную на малых скоростях поле- та при максимальном режиме работы двигателей. Несимметрично приложенная тяга ТРД с избытком ком- пенсирует данную тенденцию и вызывает разворачивающий мо- мент примерно такой же величины, но направленный в обрат- ную сторону — влево. В результате, как показано на рис. 71, са- молет Ан-26 требует в полете отклонения педалей руля направ- ления, близкого по величине, но обратного по знаку по сравне- "взл max (Дн-2Ь) Рис. 71. Вид самолета Ан-26 в плане и зависимость отклоне- ния его руля направления от скорости полета (по сравне- нию с Ан-24) 137 нию с самолетом Ан-24. Таким образом, полет с неполностью симметричной тягой является на самолетах некоторых типов не особым, а нормальным эксплуатационным случаем. 4. Уход с неполной и несимметричной тягой на второй круг В тех случаях, когда средства уточнения расчета на посадку (на современных самолетах эти средства сводятся в основном к изменению тяги силовой установки) были использованы летчи- ком несвоевременно или несоразмерно, неустраненная ошибка в расчете приводит к тому, что самолет подходит к земле не в на- меченной точке выравнивания, а в некоторой другой точке, рас- положенной ближе или дальше от начала взлетно-посадочной полосы. Ошибка в местоположении точки выравнивания приводит к тому, что и приземление, и окончание пробега оказываются так- же сдвинутыми. Необходимость считаться с возможностью (и даже неизбежностью) подобных ошибок является одной из при- чин, заставляющих строить взлетно-посадочные полосы с опре- деленным запасом по длине сверх величин, соответствующих взлетно-посадочным характеристикам самолетов, эксплуатация которых предполагается на данном аэродроме. В определенных пределах разброс места приземления само- лета относительно посадочных знаков является, таким образом, нормальным. Однако если ошибка в расчете на посадку, особен- но в сторону перелета, превышает допустимые пределы настоль- ко, что ее исправление уже практически невозможно и не гаран- тирует окончания пробега в пределах посадочной полосы, то летчик вынужден выполнять так называемый уход на второй круг. Для этого силовая установка выводится на взлетный ре- жим работы (иногда, если уход на второй круг выполняется за- благовременно и при наличии определенных запасов скорости и высоты, может оказаться достаточным использование более уме- ренного, например номинального, режима). Скорость самолета, если она уже была снижена до величины, меньшей, чем уста- новленная скорость перехода к набору высоты после взлета, вновь увеличивается до значения последней. Вертикальная ско- рость снижения гасится вплоть до перевода самолета в гори- зонтальный полет, а затем в режим подъема, после чего осу- ществляется повторный заход на посадку. Следует заметить, что даже при нормальной работе всей силовой установки уход на второй круг, как и всякий маневр, выполняемый в непосредст- венной близости к земле, требует достаточно четких и своевре- менных действий экипажа. В частности, погашение вертикаль- ной скорости снижения должно быть выполнено без задержки, но в то же время при обязательном условии сохранения необ- ходимого запаса поступательной скорости. 138 N Тем не менее никаких сколько-нибудь существенных затруд- нений в пилотировании уход на второй круг в обычных услови- ях не представляет и во всяком случае обеспечивает безопас- ность полета в большей степени, чем приземление с грубой ошибкой в расчете. Однако при заходе на посадку с неполной и несимметричной тягой осуществление ухода на второй круг име- ет определенные особенности. Наиболее существенная из этих особенностей состоит в том, что избыток мощности (тяги) по сравнению с полетом с непол- ной тягой по маршруту допол- нительно уменьшен. Чтобы оце- нить степень этого уменьше- ния, надо иметь в виду, что в данном случае не только сни- жена вследствие отказа части двигателей располагаемая тя- га, но одновременно заметно повышена и потребная тяга в результате приведения само- лета в посадочную конфигура- цию (выпуск шасси и перевод механизации крыла в полно- стью выпущенное положение). Поэтому, если в полете с уб- ранным шасси, убранной меха- низацией крыла и исправно работающей силовой установ- кой область возможных режи- мов полета с разгоном (или положительной вертикальной скоростью) была заключена между кривыми 1 и 4 (рис. 72), то после выхода части двигателей из строя эта область сужается до размеров зоны, заключенной между кривыми 2 и 4, а после вы- пуска шасси и механизации крыла — до еще более ограничен- ного как по абсциссе (диапазону скоростей), так и по ординате (величине избытка мощности) участка между кривыми 2 и 3. Существуют самолеты, которые в посадочной конфигурации при отказе определенной (превышающей расчетную) части сво- ей силовой установки лишены даже этого небольшого участка. Это значит, что при данном количестве отказавших двигателей, например двух из имеющихся трех, они вообще не в состоянии осуществить уход на втброй круг. Летая на самолете опреде- ленного типа, летчик должен твердо знать, при каких условиях (полетный вес, количество отказавших двигателей, положение лопастей их винтов, угол отклонения закрылков 63 и т. д.) его самолет в случае неудачи первого захода способен выполнить уход на второй круг и повторный заход на посадку. Рис. 72. Кривые потребных и рас- полагаемых тяг самолета при пол- ной и неполной тяге, в полетной и посадочной конфигурациях: /—располагаемая тяга при полностью исправной силовой установке; 2—распо- лагаемая тяга при частично вышедшей из строя силовой установки; 3—потреб- ная тяга при посадочной конфигура- ции; 4—потребная тяга при полетной (крейсерской) конфигурации 139 Чтобы обеспечить самолету возможность ухода на второй круг с частью неработающих двигателей, иногда предусматри- вается выполнение захода на посадку с неполной тягой при не- полном отклонении механизации крыла (б3<б3пос )• Это спо- собствует увеличению располагаемого избытка тяги, хотя и уве- личивает значение УПоо В принципе для восстановления способности самолета уйти на второй круг возможно, одновременно с переводом силовой ус- тановки на взлетный режим, применение таких мер, как уборка шасси для уменьшения аэродинамического сопротивления и, следовательно, значения потребной тяги, а также использование разгона со снижением (последнее, разумеется, лишь в том слу- чае, если уход на второй круг начат на достаточной высоте). Ускорение движения по наклонной траектории выражается формулой М?±Л")- где положительный знак перед вторым членом выражения в скобке соответствует разгону со снижением, при котором состав- ляющая веса способствует увеличению скорости. Отрицатель- ный знак перед этим членом, наоборот,имеет место при разго- не на подъеме, когда составляющая веса препятствует увеличе- нию скорости. В случае разгона по горизонтали синус угла на- клона траектории, естественно, обращается в нуль. Для современных гражданских и боевых самолетов необхо- димость в выполнении при уходе на второй круг разгона (тем более со снижением) практически отсутствует ввиду наличия обязательного тридцатипроцентного превышения скорости захо- да на посадку по сравнению со скоростью срыва. Общеизвестно, что преждевременный вывод из снижения при уходе на второй круг представляет серьезную опасность, так как грозит потерей скорости. Сказанное особенно относится к ухо- ду на второй круг с неполной тягой. Как видно из приведенной формулы, величина ускорения при разгоне находится в прямой зависимости от величины избытка мощности ДУУ, который при уходе на второй круг с неполной тягой существенно меньше своего нормального значения. Эта особенность заставляет начинать уход на второй круг с непол- ной тягой заблаговременно на высоте, несколько большей, чем предельная высота принятия решения об уходе на второй круг, узаконенная для самолета данного типа при заходе на посадку при полностью исправной силовой установке. Непривычно малое ускорение разгона и соответственно ма- лая ощущаемая летчиком продольная перегрузка пх при уходе на второй круг с неполной тягой может привести к формирова- нию у летчика ложного впечатления о полном отказе силовой установки. 140 Наиболее вероятна такая ошибка на самолетах с двигателя- ми, расположенными в хвостовой части фюзеляжа. При подоб- ной компоновке шум работающего двигателя в кабине экипажа слышен и настолько слабо, что мало выделяется на фоне шума потока обтекания. К тому же большинство современных газотур- бинных двигателей обладает относительно малой приемисто- стью — время их выхода с режима холостого хода на взлетный или максимальный режим измеряется порой двухзначным чис- лом секунд. Все это вместе взятое может привести к тому, что летчик при- мет замедленность проявления эффекта перехода работающих двигателей на режим полной тяги за отсутствие этого эффекта вообще. Учитывая подобную возможность, летчик должен, управ- ляя силовой установкой при уходе на второй круг, не полагать- ся полностью на собственные ощущения (воздействие продоль- ной перегрузки, слышимость шума двигателей и т. п.), а конт- ролировать (лично или по докладам других членов экипажа) выход работающих двигателей на нужный режим по имеющим- ся приборам — счетчикам оборотов, термометрам газов за тур- биной, указателям тяги или крутящего момента и т. д. Сказанное, разумеется, справедливо не только при уходе на второй круг, но и при подтягивании во время захода на посад- ку, да и вообще при управлении силовой установкой на любом этапе полета. Однако при уходе на второй круг с неполной тягой соблюдение данного правила особенно важно ввиду наличия такого неблагоприятного сочетания, как незначительность рас- полагаемых величин продольного ускорения, с одной стороны, и дефицита времени — с другой. Диапазон скоростей полета с неполной и несимметричной тягой при выпущенном шасси и посадочном положении механи- зации крыла, как видно из кривых на рис. 72, сужается не только за счет снижения максимальной скорости, но и за счет заметного повышения скорости минимальной. Иначе говоря, при смещении кривых потребных и располагаемых тяг и мощностей в этом случае точки их пересечения сближаются: правая точка пересечения сдвигается влево, а левая — вправо. Поэтому в об- ласти малых скоростей полета может существовать область (на рисунке она расположена левее точки Л), в пределах которой создание положительного ускорения разгона в горизонтальном полете с неполной тягой невозможно. Оказавшись с неполной тягой в данном диапазоне скоростей и столкнувшись с необхо- димостью ухода на второй круг, летчик выполнить этот маневр не сможет (если, конечно, не располагает значительным запасом высоты для осуществления разгона со снижением). Сложность создавшегося положения может дополнительно усугубиться тем обстоятельством, что с невозможностью ухода на второй круг летчик столкнется неожиданно для себя: ведь непосредственно перед этим, имея скорость большую, чем скорость в точке Л, са- 141 молет в той же конфигурации и при той же степени неполноты тяги уверенно шел горизонтально или даже набирал высоту. Во избежание попадания в данную область при заходе на по- садку с неполной тягой и помня о том, что на каждом заходе может возникнуть необходимость ухода на второй круг, не сле- дует снижать скорость полета ниже значения, соответствующего при посадочной конфигурации границе между первым и вторым режимами полета, пока окончательно не подтвердится, что рас- чет на посадку удачен. В области второго режима потребная мощность резко воз- растает и самолет лишается даже того небольшого избытка мощ- ности, которым располагал на первом режиме полета. Соблюдение режимов захода, предусмотренных действую- щими инструкциями, гарантирует от попадания в указанную опасную область. Данное обстоятельство следует подчеркнуть как лишнюю иллюстрацию общеизвестного положения, что до- пускаемые в различных случаях полета предельно малые ско- рости (при данном весе, конфигурации самолета и т. п.), как правило, существенно превышают минимальную скорость, соот- ветствующую сваливанию. Выполняя уход на второй круг с несимметричной тягой, сле- дует также иметь в виду, что все сказанное выше (в разд. 2 на- стоящей главы) о подтягивании с несимметричной тягой полно- стью относится и к уходу на второй круг, причем, как правило, в еще более явно выраженном виде. Последнее связано с тем, что при уходе на второй круг момент несимметричной тяги по ве- личине больше, чем на подтягивании, во время которого рабо- тающие двигатели переводятся обычно на некоторый средний, но не на взлетный режим. Поэтому запас отклонений руля направления и величина усилий на педалях могут при уходе на второй круг оказаться более критичными, чем на подтягивании. Способ преодоления этих трудностей остается прежним: не- большое накренение самолета в сторону работающих двигате- лей обеспечит нужное снижение как отклонений руля направле- ния, потребных для обеспечения прямолинейности полета, так и возникающих при этом усилий на педалях. Для уменьшения последних при уходе на второй круг, в отличие от подтягивания, допускается отклонение триммера руля направления. Изложенные особенности ухода на второй круг делают его одним из ответственных элементов полета с неполной и несим- метричной тягой, требующих от летчика особого внимания, чет- кости действий и строгого соблюдения рекомендаций, состав- ленных по данным летных испытаний самолета данного типа, в частности, заданных значений скорости, положения механизации крыла, минимальной высоты, на которой летчик имеет право принять решение об уходе на второй круг. 142 5. Пробег после посадки с неполной и несимметричной тягой Пробег самолета после каждой посадки выполняется, как правило, при работе двигателей на режиме холостого хода или нулевой тяги. Поэтому различие между самолетом с полностью исправной силовой установкой и самолетом, который призем- лился с одним или несколькими неработающими двигателями, казалось бы, на данном этапе полета проявляться не должно. Однако в действительности в некоторых отношениях самолет, часть двигателей которого не работает, сохраняет определенные отличия от полностью исправного самолета и на шэслепосадоч- ном пробеге, причем пренебрежение ими может привести к весьма нежелательным последствиям. Выше (в разд. 2 настоящей главы) указывалось, что при под- ходе к земле желательно вернуть в нейтральное или близкое к нейтральному положение триммер руля направления, который в полете с несимметричной тягой был отклонен на угол, необходи- мый для снятия усилия с педали. В ряде случаев эта рекомендация выполнима лишь частич- но. Так, например, если усилия в полете с несимметричной тя- гой при нейтральном положении триммера настолько велики, что препятствуют осуществлению достаточно точных и соразмерных действий летчика, приходится при подходе к земле возвращать триммер не в нейтральное, а в некоторое промежуточное поло- жение, при котором усилия на педалях на последнем участке подхода к земле останутся в пределах преодолимого. Подобное положение показано на рис. 73. Предположим, что в полете с несимметричной тягой требовалось определенное отклонение ру- ля направления бщ и соответствующее усилие на педали Рн\. Для того чтобы привести усилия на педали при данном откло- нении к нулю, летчик отклонил триммер руля направления на угол тнь Подходя к земле, летчик перевел триммер в положение Гн2, находящееся где-то между THI и Тн^О. При этом для под- держания необходимого отклонения руля направления бщ ему пришлось прикладывать к педали усилие Я„2. После того как тяга работающего двигателя перед посадкой была убрана, руль направления для поддержания прямолинейности движения са- молета пришлось перевести в положение, близкое к нейтрально- му (8но = 0). Если бы триммер руля направления тоже был в. нейтральном положении, то оказались бы близкими к нулю п усилия на педалях. Но так как в нашем случае по причинам, из- ложенным выше, трим'мер был переведен не в нейтральное, а в некоторое положение тН2, промежуточное между тгц и нейтраль- ным, то после уборки газа летчик сталкивается с необходимо- стью преодоления возникшего усилия Рнз противоположного зна- ка по сравнению с тем, которое он преодолевал до уборки газа. Перемена знака усилия на педалях руля направления, воз- никающая после того как в течение всего времени полета с 143 несимметричной тягой все стремления летчика были направле- ны на преодоление тенденции к развороту в сторону отказав- шего двигателя, требует определенной внутренней переориента- ции, причем достаточно быстрой. Запоздание в этом случае мо- жет привести к развороту на пробеге в сторону исправного дви- гателя. Тн=0 / Рис. 73. Зависимость усилий на педали Рн от уг- ла отклонения руля бн при различных положени- ях триммера (к объяснению причин разворота на посадке в сторону работающих двигателей в слу- чае тн^0) Поддержание направления пробега на современных самоле- тах осуществляется при помощи ряда устройств: руля направ- ления (в основном на первом этапе пробега, пока скорость еще относительно велика и эффективность аэродинамических рулей не потеряна), тормозов основных колес, управляемой носовой тележки шасси, а также двигателей, расположенных вне плос- кости симметрии самолета, которым летчик по желанию может давать различные обороты (тягу). На пробеге с частично отказавшей силовой установкой из числа перечисленных средств поддержания прямолинейности пробега выпадает или по крайней мере сильно ограничивается возможность применения последнего средства. Частичное сохра- нение возможности путевого управления на пробеге при помощи двигателей возможно лишь в том случае, если оставалась хо- тя бы одна пара симметрично расположенных исправных двига- телей (например, оба внутренних или оба внешних на четырех- двигательном самолете). ^На большинстве самолетов с турбовинтовыми двигателями действующие инструкции составлены с расчетом обеспечения наи- большей возможной симметрии торможения винтами путем сня- тия их на земле с промежуточных упоров и перевода двигате- лей на режим земной малой тяги. Так, например, если на че- 144 тырехдвигательном турбовинтовом самолете отказал первый или четвертый двигатель, то торможение на большей части пробега производится винтами второго и третьего двигателей. Включе- ние в торможение винта двигателя, симметричного отказавше- му, во всех случаях (особенно на двухдвигательном самолете) строго регламентируется по скорости, вплоть до снятия винта с упора и перевода самого двигателя на режим земного малого газа в конце пробега при скорости порядка 40—60 км/час. При этом приходится в каждом конкретном случае учиты- вать также условия, в которых работают средства путевого уп- равления на земле — носовая тележка и тормоза основных ко- лес шасси. Выполняя посадку с несимметричной тягой на мок- рую или обледеневшую полосу, следует уделять поддержанию симметрии сопротивления винтов работающих и неработающих двигателей (точнее, невыходу неизбежной несимметрии за до- пустимые пределы) особое внимание. Говоря о посадке турбовинтового самолета с несимметрич- ной тягой, следует иметь в виду еще одно обстоятельство. На самолетах с поршневыми, а также турбореактивными двигателя- ми отказавший двигатель на пробеге продолжает создавать не- которое, хотя и существенно меньшее, чем в полете, сопротив- ление, а расположенный симметрично ему исправный двигатель создает даже на режиме малого газа (холостого хода) некото- рую тягу. Поэтому у винтомоторных и турбореактивных самоле- тов тенденция к развороту в сторону отказавшего двигателя бу- дет продолжать проявляться и на пробеге, хотя, разумеется, зна- чительно слабее, чем в полете. Другое дело на турбовинтовом самолете. Если винт отка- завшего турбовинтового двигателя зафлюгирован, а работающий двигатель, симметричный отказавшему, переведен на режим зем- ного холостого хода, то сопротивление винта, находящегося во флюгерном положении, окажется меньше сопротивления винта двигателя, работающего на режиме малого газа, особен- но если винт снят с промежуточного упора. В результате у тур- бов'интового самолета на пробеге возникнет тенденция к разво- роту не в сторону отказавшего, а в сторону исправного двигателя. Как было показано, тенденция эта может быть погашена на- ходящимися в распоряжении летчика средствами, однако при том обязательном условии, что она не окажется неожиданной для летчика. В противном случае изменение тенденции самоле- та к развороту в определенную сторону на прямо противопо- ложную может повлечь за собой энергичный увод самолета в сторону вплоть до выхода за пределы посадочной полосы. Глава V ВЗЛЕТ С НЕПОЛНОЙ И НЕСИММЕТРИЧНОЙ ТЯГОЙ 1. Общая характеристика взлета с неполной и несимметричной тягой. Два способа пилотирования на разбеге и их сравнение в случае отказа двигателя Взлет с неполной и несимметричной тягой рассматривается в полетной практике почти во всех случаях только как явление вынужденное. Такой взлет может иметь место, если отказ од- ного из двигателей произошел на таком этапе разбега, на кото- ром прекращение взлета практически либо уже невозможно, ли- бо заведомо связано с еще большим риском, чем уход с непол- ной и несимметричной тягой в воздух. Преднамеренный взлет с неполной и несимметричной тягой представляет собой редчай- шее исключение и будет в дальнейшем рассмотрен отдельно. Отказ двигателя на взлете издавна справедливо считается в ав'иации одним из самых сложных и опасных особых случаев, с которым может столкнуться пилот. Правда, вероятность такого отказа при современном уровне надежности авиационных си- ловых установок ничтожно мала. Взлет самолета продолжается относительно очень короткое время, порядка десятков секунд. Ожидать, что отказ двигателя, и без того крайне мало вероят- ный, произойдет именно в этот весьма короткий промежуток времени, еще менее вероятно, тем более, что этапу взлета не- посредственно предшествует тщательный осмотр, проверка и оп- робование работы всех двигателей, что еще больше понижает возможность появления существенного дефекта в одном из них в ближайшие минуты после выполнения указанного цикла ра- бот. На самолетах с газотурбинными двигателями, обладающи- ми мощной тормозной системой, существует возможность выве- сти двигатели на взлетный или близкий к нему режим перед стартом, еще не трогаясь с места и благодаря этому проконтро- лировать исправность силовой установки непосредственно перед 146 началом разбега на том самом режиме, на котором двигатели будут работать во время взлета. Все это вместе взятое существенно повышает надежность ра- боты силовой установки самолета на таком ответственном этапе полета, как взлет. Но тем не менее полностью пренебре- гать возможностью отказа двигателя на взлете недопустимо, по- этому летчик, взлетая, каждый раз должен быть полностью под- готовлен как технически, так и психологически к уверенным и безошибочным действиям в этом случае. Само отнесение тех или иных действий пилота к категории безошибочных (или, на- против, ошибочных) должно базироваться не на каких-либо ка- чественных оценках, а на результатах развернутых летных ис- пытаний, доведенных до конкретных рекомендаций, и соответ- ствующих строго узаконенных инструкциях. Особое значение имеет исследование взлета с неполной и не- симметричной тягой в качестве расчетного случая, который заве- домо перекрывает по сложности любые иные практически воз- можные полетные ситуации, связанные с частичным отказом си- ловой установки. В самом деле, при отказе бокового двигателя на взлете име- ют место по крайней мере три усложняющих обстоятельства одновременно: — наибольшее абсолютное значение момента несимметрич- ной тяги MHmT = P'Z, вследствие того что на взлете Р = Лпах; — пониженная эффективность органов управления (в част- ности, в путевой плоскости) ввиду малой величины скорости; — наиболее жесткие требования к траекторным и динами- ческим параметрам последующего движения. Если при отказе двигателя на некотором этапе установив- шегося полета может быть допущено временное отклонение са- молета от исходных значений скорости, высоты, крена, курса с последующим возвращением к установившимся (а в ряде случа- ев, например по скорости и высоте, даже пониженным по срав- нению с исходными) значениям указанных параметров, то на взлете должно быть сохранено практически неизменное направ- ление движения вдоль оси ВПП, а значение продольного уско- рения должно обеспечить непревышение регламентированной величины взлетной дистанции при продолженном взлете ил,и остановку самолета в пределах оставшейся части длины ВПП при взлете прерванном. Поэтому для самолета, управляемость и энергетические ре- зервы которого обеспечивают при условии правильных дейст- вий экипажа благополучный исход при частичном отказе тяги на взлете, этот исход будет тем более благоприятен при выходе из строя бокового двигателя на любом ином режиме полета, что и дает основания рассматривать первый упомянутый случай как расчетный. 147 При исследовании взлета с неполной и несимметричной тя- гой в качестве расчетного случая для самолетов с числом дви- гателей от двух до четырех, т. е. практически для большей части мирового самолетного парка, принимается отказ одного двига- теля. Данное допущение подтверждается имеющимся обширным статистическим материалом, согласно которому при существую- щих ресурсах авиационных двигателей и степени их надежности такое совпадение, как выход из строя в течение интервала вре- мени, равного нескольким десяткам секунд, независимо друг от друга двух двигателей, выражается столь ничтожной вероятност- ной величиной, что на практике считаться с ней не приходится. Разумеется, сказанное справедливо лишь при том условии, что установленные ,на самолете двигатели и их системы (питания, смазки, забора воздуха, регулирования и т. д.) действительно взаимно независимы и что, следовательно, одновременный или близкий по времени отказ двух из них может иметь место толь- ко как совпадение, а не как следствие отказа первого двигате- ля. Поэтому применение необходимых конструктивных средств обеспечения взаимной независимости функционирования отдель- ных двигателей и их систем при проектировании самолета, а за- тем всесторонняя практическая проверка эффективности этих средств в ходе наземных (включая стендовые) и летных испы- таний представляют собой обязательные элементы процесса соз- дания современного многодвигательного самолета. ! Для каждого самолета может быть установлен угол атаки (вообще говоря, переменный по ходу разбега), на котором при данном состоянии грунта, т. е. при данном значении коэффици- ента трения колес шасси о поверхность земли /, обеспечивается минимально возможное значение суммарного сопротивления на разбеге. Это суммарное сопротивление складывается из двух ос- новных составляющих: аэродинамического сопротивления и соп- ротивления трения колес шасси о землю *. При выполнении раз- бега на некотором оптимальном угле атаки избыток тяги &Р = = Р — Q —f(G — V) оказывается наибольшим и, следовательно, разбег наиболее коротким. Существующие методы аэродинамического расчета позволя- ют с достаточной точностью определить значение этого опти- мального угла атаки и наивыгоднейшую закономерность его из- менения в ходе разбега для каждого 'самолета и при каждом со- стоянии грунта. Однако в результате выполнения подобного расчета оказывается, что отклонение от наивыгоднейшего угла атаки в практически возможных пределах (т. е. на ±2°-=-3°) поч- ти не сказывается на характеристиках разбега. Здесь предполагается, что поверхность взлетной полосы горизонтальна и, следовательно, нет необходимости учитывать работу (положительную или отрицательную), потребную для изменения потенциальной энергии самолета во время разбега. 148 Объясняется это тем, что при разбеге с углом атаки, увели- ченном по сравнению с наивыгоднейшим, аэродинамическое со- противление самолета получается несколько больше, чем мини- мально возможное, но зато одновременно уменьшается сила трения колес шасси о поверхность земли, так как эта сила (как и всякая сила трения) находится в прямой зависимости от ве- личины нормальной силы, прижимающей колеса к земле. Нор- мальная же сила с увеличением угла атаки уменьшается вслед- ствие того, что при этом соответственно большая часть веса са- молета уравновешивается подъемной силой крыла, а не пере- дается на колеса шасси. При разбеге на угле атаки, уменьшенном по сравнению с на- ивыгоднейшим, получается обратная картина. Аэродинамическое сопротивление по сравнению с предыдущим случаем падает, но зато возрастает сила трения колес шасси, на долю которых в этом случае приходится соответственно большая часть веса са- молета. В результате оказывается, что при разбеге в достаточно ши- роком диапазоне углов атаки изменения сил аэродинамического сопротивления и сил трения шасси о землю компенсируют (точ- нее, почти компенсируют) друг друга так, что их сумма изме- няется весьма незначительно. К сказанному следует добавить, что обе указанные силы, вместе взятые, требуют для своего преодоления всего лишь 15— 20% общего количества энергии, расходуемой на разбег само- лета. Остальные 80—85% идут на преодоление инертности са- молета, т. е. на придание ему ускорения. Если представить себе гипотетический самолет, который разбегался бы в безвоздуш- ном пространстве и в условиях отсутствия трения (т. е. при от- сутствии как сопротивления колес, так и аэродинамического со- противления), то на разгон этого самолета от нуля до скорости, равной скорости отрыва его реального прототипа, пришлось бы затратить около 4/5 той энергии, которая фактически затрачива- ется на разбег этого прототипа в действительных условиях. По- этому даже некоторая неточность компенсации возрастания од- ной из препятствующих разгону сил соответствующим уменьше- нием другой сказывается на характеристиках разбега в целом чрезвычайно мало. Едва ли не единственным исключением является взлет с «раскисшего» грунта или с глубокого снега, когда доля сопро- тивления шасси в общем балансе сил, действующих на самолет, сильно возрастает и делает разбег на относительно большом уг- ле атаки («с полуопущенным хвостом») существенно более вы- годным, чем на наивыгоднейшем или, тем более, на еще меньшем угле. Однако на современных многодвигательных самолетах взлет с подобных грунтов практикуется редко и поэтому данный случай приходится рассматривать только как исключение. 149 Таким образом, в подавляющем большинстве случаев длина разбега не очень существенно зависит от того, на каком угле атаки он происходит. Но при этом далеко небезразлично, при ка- ком угле производить отрыв от земли. Именно от величины взлетного угла атаки зависит при всех прочих равных условиях скорость отрыва, а значит, и длина разбега. Для получения нормальной длины разбега летчик обязатель- но должен к моменту отрыва установить заданную величину уг- ла атаки. Закономерность же перехода в процессе разбега к это- му положению от исходного стояночного определяется на прак- тике не столько установленным значением наивыгоднейшего уг- ла атаки, сколько действующими* ограничениями максимально допустимой скорости соприкосновения носовой стойки шасси с поверхностью ВПП, а при отсутствии таких ограничений — со- ображениями простоты и удобства пилотирования, в частности тем, насколько обеспечивается путевая управляемость самолета при отказе бокового двигателя во время разбега. Начальная стадия разбега во всех случаях выполняется в стояночном положении самолета, т. е. с опорой на все стойки шасси, так как продольная управляемость на малых скоростях недостаточна для изменения углового положения самолета в продольной плоскости. Это позволяет, пока руль направления еще неэффективен, поддерживать прямолинейность разбега при помощи управляемой передней тележки шасси или импульсного подтормаживания основных колес. После того как достигнута скорость, при которой руль высо- ты становится эффективным, летчик может поднять нос самоле- та в положение, соответствующее выбранному углу атаки, и вы- полнять дальнейший разбег на основных колесах с поднятым но- совым. Однако, как показывает анализ, степень продольной устойчи- вости самолета с носовым колесом при движении по земле на основных колесах ниже, чем самолета с хвостовым колесом^По- этому поддержание постоянного продольного угла самолета тре- бует в первом случае большего внимания и более частого вме- шательства в управление со стороны летчика, чем при разбеге самолета старой «двухколесной» схемы с поднятым хвостом. Это, пожалуй, единственный элемент пилотирования, в котором шас- си с носовым колесом невыгодно отличается от шасси с хвосто- вым колесом. На рис. 74 показаны два самолета, совершенно идентичные по размерам, весу, внешним очертаниям, характеристикам устой- чивости и всем прочим механическим и аэродинамическим па- раметрам, кроме схемы шасси: с носовым колесом у одного и хвостовым — у другого. Как видно из рисунка, у самолета с хвостовым колесом нормальная сила реакции земли, приложен- ная к основным колесам, будет создавать на разбеге стабили- 150 зирующий момент, способствующий повышению продольной ус- тойчивости, а у самолета с носовым колесом, наоборот, деста- билизирующий момент, ухудшающий продольную устойчивость. Чтобы убедиться в этом, достаточно представить себе, что у обоих рассматриваемых самолетов в силу каких-то случайных причин изменился в одну и ту же сторону, скажем, в сторону увеличения, угол атаки. При этом возрастет подъемная сила. Доля веса, приходящаяся на колеса, и, следовательно, величина сил нормальной реакции земли соот- ветственно снизятся, а значит, сни- зится и величина моментов, создавае- мых этими силами относительно цент- ра тяжести. Но в случае шасси с хво- стовым колесом данный момент на- правлен на кабрирование и его сниже- ние способствует уменьшению угла атаки, т. е. возвращению самолета в исходное положение. В случае же шасси с носовым колесом момент сил нормальной реакции земли относитель- но центра тяжести направлен в сто- рону пикирования, и его уменьшение повлечет за собой еще больший рост угла атаки, т. е. усугубление возник- шего случайного отклонения. Разумеется, из сказанного не сле- дует, что все самолеты с трехколесным шасси на разбеге с поднятым носовым колесом в продольном отношении не- устойчивы. Момент от шасси — не единственный продольный момент, дей- ствующий на самолет во время раз- бега. Существуют еще моменты от крыла, фюзеляжа, тяги силовой установки, а главное — опере- ния, взаимодействие которых и определяет знак и степень устой- чивости самолета в целом: 2ум*=ж«кр+ж«г.0+ж«р+м«ш+... Однако при всех прочих равных условиях самолет, имеющий шасси с носовым колесом, при разбеге на основных колесах дей- ствительно обладает существенно меньшей степенью продольной устойчивости, чем подобный ему во всех остальных отношениях самолет, имеющий шасси с хвостовым колесом, ввиду того, что в первом случае всегда М«ш >0, в то время как в последнем М«гш <0. Стремление разгрузить летчика от излишней затраты сил и 151 Рис. 74. Продольная ус- тойчивость при движе- нии по земле на глав- ных колесах: а—самолета с хвостовым колесом; б—самолета с но- совым колесом (с «трехко- лесной» схемой шасси) внимания на поддержание определенного продольного угла на- клона самолета с носовым колесом на разбеге явилось одной из причин, вызвавших появление и широкое распространение ново- го способа пилотирования на взлете. Этот способ сводится к то- му, что большая часть разбега производится в стояночном поло- жении (на всех стойках шасси) и лишь при приближении ско- рости к взлетной летчик плавным непрерывным движением пе- реводит самолет на взлетный угол атаки, тем самым принуди- тельно отделяя его от земли. Такой способ пилотирования позволяет летчику на разбеге распределять свое внимание только между направлением дви- жения самолета по взлетной полосе и контролем работы сило- вой установки, чем обеспечивается более высокое качество вы- полнения этих двух важнейших элементов пилотирования и в то же время меньший потребный расход нервно-психической энергии летчика. Кроме того, при таком способе взлета обеспечивается луч- шая управляемость в случае отказа на разбеге одного из дви- гателей, расположенных вне плоскости симметрии самолета: летчик имеет возможность удерживать машину от разворота, пользуясь не только рулем направления, но.и подтормаживани- ем колес шасси со стороны, противоположной отказавшему дви- гателю, а также наиболее эффективным средством путевого уп- равления на земле — управляемой носовой тележкой шасси. В силу указанных причин в настоящее время данный способ пилотирования получил широкое распространение и применяет- ся на большинстве современных как однодвигательных, так и многодвигательных самолетов. В некоторых инструкциях по пи- лотированию указанный способ узаконен как единственно допу- стимый. Так, в «Инструкции экипажу самолета Ан-12» (1965 г.) указывается, что «...безопасность взлета требует разбега на всех колесах». А рекомендованное для самолета Ту-104 взлетное по- ложение триммера руля высоты выбрано с расчетом обеспечить на разбеге даже некоторое прижатие передней стойки шасси к поверхности ВПП, допустимое по прочности стойки, но в то же время обеспечивающее заметное повышение ее эффективно- сти как средства путевого управления. Последнее особенно су- щественно в случае продолженного взлета после отказа одного из двигателей. 2. Дистанция прерванного взлета. Дистанция продолженного взлета с неполной и несимметричной тягой. Критическая скорость разбега (первая и вторая) Взаимосвязь между величиной пути, пройденного самолетом (как и любым другим движущимся телом), и развиваемой при 152 этом скоростью движения с некоторым положительным или от- рицательным ускорением выражается формулой у2 у 2 '--И-т- <>" л где l/i — начальная скорость движения (при нормальной посад- ке Vi = VnocJ при прерванном взлете V\ — скорость, при которой была убрана тяга исправных двигателей и на- чато торможение); j — ускорение движения по земле (в случае торможения ускорение отрицательно, /<0); 1/2 — конечная скорость движения (при торможении до пол- ной остановки, 1/2 = 0). В формуле пределы интегрирования соответствуют начально- му и конечному значениям скорости на интересующем нас уча- стке. При ускоренном движении, т. е: при положительном значе- нии ускорения у, начальная скорость меньше конечной. В обрат- ном случае, когда движение замедленно, начальное значение скорости больше, чем конечное. Величина отрицательного ускорения при пробеге по земле у = —|-(Q4-n где Q — сила аэродинамического сопротивления самолета (включая сопротивление винтов ТВД или тягу ревер- са, если он используется на данном самолете, а также сопротивление тормозных парашютов, если они приме- няются на пробеге в нормальных или аварийных слу- чаях); F—сила сопротивления трения колес шасси, равная /(0-У). Как следует из формулы (11), длина пробега после прекра- щения, взлета в сильной степени зависит от величины набран- ной к этому моменту скорости. В некоторый момент разбега скорость в общем случае достигает такого значения (назовем его критическим), при котором для погашения набранной скорости потребуется путь, равный длине оставшейся части располагае- мой длины полос (состоящей из суммы длин собственно взлет- но-посадочной полосы и концевой полосы безопасности). Пре- кращение взлета на скорости, большей, чем критическая, связа- но с выкатыванием самолета за пределы располагаемой дли- ны летной полосы. С точки зрения безопасности взлета, особый интерес пред- ставляет случай, в котором имело бы место совпадение критиче- ского значения скорости со значением скорости отрыва. Это оз- 153 начало бы, что взлет может быть безопасно прерван на любом этапе разбега, вплоть до отрыва. Однако удовлетворение тако- му требованию потребовало бы чрезвычайно длинных взлетно- посадочных полос*. К тому же, как будет показано далее, необ- ходимая степень безопасности на взлете может быть обеспечена и другими средствами без выполнения данного предельного тре- бования. На разбеге, длина которого может быть подсчитана по той же формуле, ускорение в отличие от пробега положительно и ко- личественно равно: j=-^-[P-Q-f(Q-Y)}, а пределы интегрирования в случае нормального взлета равны соответственно: Vi=0; V2=VOT^. В случае же, если во время разбега происходит отказ одного из двигателей, после чего взлет не прерывается, а продолжается далее, длина разбега, естественно, увеличивается и может быть подсчитана, как сумма длин'двух участков: ^прод — А + ^2- На первом из этих участков имеет место нормальная вели- чина ускорения, обеспечиваемая полным значением избытка тя- ги АР = Р—Q—/(G—У), на втором участке — пониженная ве- личина ускорения, соответствующая неполной тяге, а в ряде слу- чаев (например, при авторотирующем винте ТВД) — и повышен- ному значению сопротивления Q. Пределы интегрирования на первом участке соответствуют нулевой скорости и скорости, при которой произошел отказ одного двигателя: 1Л = 0; К2=1/отк; а на втором участке — скорости отказа и скорости отрыва: Vi=v^ У2=У0-!Р- Как видно из приведенных формул, основными величинами, определяющими длину разбега, является скорость отрыва УотрИ избыток тяги на разбеге АР. Скорость отрыва при взлете с неполной тягой практически не отличается от своего нормального значения (если пренебречь сравнительно незначительным влиянием изменения вертикаль- ной составляющей тяги, а также влиянием изменения обдувае- мой площади крыла на винтовых самолетах). Зато значение из- бытка тяги на разбеге после отказа одного из двигателей * В общем случае возможно и существование соотношения Укр>11/отр, при котором взлет мог бы быть благополучно прекращен даже после отрыва. Однако это свидетельствовало бы прежде всего о том, что самолет эксплуа- тируется на излишне большом для него аэродроме. 154 уменьшается чрезвычайно сильно, в результате чего и ускорение получается значительно меньшим по величине, чем в нормаль- ном взлете. Чем большая часть разбега происходит с неполной тягой, тем, естественно, в большей степени увеличивается дли- на пути, проходимого самолетом по земле до отрыва. В общем случае существует скорость, при которой отказ дви- гателя приведет как раз к такому удлинению разбега, что от- рыв произойдет вблизи границы взлетно-посадочной полосы*. При отказе двигателя на меньшей скорости самолет оторваться от земли в пределах аэродрома не сможет. Во всех же случаях отказа двигателя на скорости, большей, чем указанная, полосы для взлета с неполной тягой заведомо хватит и отрыв самолета от земли произойдет ранее достижения границы ВПП. Если значение названной (тоже критической, хотя и в не- сколько ином смысле, чем в предыдущем случае) скорости рав- но значению скорости отрыва, это означает, что в данных усло- виях самолет не сможет оторваться в пределах длины ВПП, даже если отказ одного из двигателей застанет его на самом последнем этапе разбега. Если же значение критической скоро- сти (в последнем понимании этого слова) равно нулю, то это означает, что самолет может взлететь, начав разбег с самого на- чала с одним неработающим двигателем. С точки зрения без- опасности полета такая возможность тоже чрезвычайно при- влекательна, но и она потребовала бы для большинства суще- ствующих самолетов непомерно растянутой взлетной полосы. Однако с отрывом от земли, даже если он благополучно про- изошел в пределах ВПП, взлет, как известно, не заканчивается. Его траектория включает в себя, кроме наземной, также и воз- душную составляющую. Суммарная длина обеих указанных со- ставляющих — от начала разбега до выхода на некоторую за- данную высоту (чаще всего принимаемую равной 10 м) с од- новременным разгоном до скорости, обеспечивающей безопасное выполнение начального набора высоты, — называется взлетной дистанцией. Необходимо, чтобы самолет после отрыва от земли с одним неработающим двигателем перешел к подъему с таким углом наклона траектории (или такой вертикальной скоростью), что- бы не была превышена заданная соответствующими нормами предельная величина взлетной дистанции. В некоторых случаях, удовлетворяя этому требованию, при- ходится мириться с некоторым ухудшением характеристик нор- мального взлета при полностью работающей силовой установке. * Разумеется, отрыв от полосы точно на ее границе на практике считать допустимым нельзя из соображений безопасности. Поэтому принято считать отрыв происшедшим «вблизи» конца ВПП в том случае, если самолет над внешним концом полосы уже находится в воздухе и успел набрать несколь- ко (4—-5) метров восоты. 155 В конечном счете такой компромисс оказывается выгодным. Так, например, на самолете Ту-124 уменьшение взлетного отклоне- ния закрылков с 63взл = 20° до 63взл=10° улучшило характери- стики продолженного взлета с одним работающим двигателем настолько, что позволило увеличить взлетный вес (а значит, и полезную нагрузку) на 2 т, хотя и удлинило дистанцию нормаль- ного взлета на 150—200 м. На самолете Ан-10 также было при- знано целесообразным перейти от бзвзл=25° к 6звзл = 15°, что увеличило скороподъемность на безопасной скорости продол- женного взлета примерно на 1 м/сек. Естественно, при этом уве- личилась скорость отрыва (из условия VoTp^l-071/свал) и, сле- довательно, длина разбега (на 9—10%). Однако потребная дли- на ВПП не изменилась, так как ее величина определяется преж- де всего из условия обеспечения прерванного и продолженного взлета в случае отказа двигателя. Следует заметить, что условия минимизации длины взлетной дистанции и длины разбега в принципе могут не совпадать. Так, например, на некоторых типах самолетов уменьшение угла взлетного отклонения закрылков, увеличивая скорость отрыва и, следовательно, длину разбега продолженного взлета, в то же время настолько улучшает характеристики набора высоты после отрыва, что взлетная дистанция в целом при этом сокращается. Нахождение оптимального компромиссного решения (в при- веденном примере — выбор угла отклонения закрылков), вооб- ще говоря, невозможно безотносительно к конкретным харак- теристикам аэродрома. Если последний имеет ВПП ограничен- ной длины, но расположен в открытой, ровной, лишенной пре- пятствий местности, видимо, следовало бы позаботиться в пер- вую очередь о возможном сокращении длины разбега, не при- давая особого значения углу наклона траектории и вертикаль- ной скорости последующего подъема. И, напротив, при взлете с аэродрома, имеющего длинную ВПП, но относительно высокие и расположенные близко к его границе препятствия, естествен- но было бы исходить главным образом из условия наибольшего возможного сокращения длины взлетной дистанции. На практике подобная проблема выбора возникает достаточ- но редко — эксплуатационный опыт -свидетельствует, что по- следний случай значительно более распространен, чем первый. Поэтому вся методика выполнения продолженного взлета, де- тально разрабатываемая для каждого типа самолета (отклоне- ние механизации крыла, скорость отрыва, безопасная скорость начального набора высоты и т. д.), подчинена, как правило, ус- ловию обеспечения минимально возможной длины взлетной ди- станции. Соответственно и критическую скорость продолженного взле- та принято трактовать как наименьшую скорость, при которой отказ одного двигателя оставляет самолету возможность не только оторваться от земли в пределах ВПП и пройти над внеш- 156 ним концом последней на высоте нескольких метров, но и не превзойти установленной длины взлетной дистанции /.взл. Увеличение значения воздушного участка ХВЗл при продол- женном взлете по сравнению с нормальным взлетом на полной тяге может быть с практически достаточной точностью оценено по формуле A?==(_J------------—)l.5V, \ Vy cp п.т Vy ср н.т ' где V — средняя поступательная скорость на участке от отрыва до достижения высоты 15 м (предпола- гается, что указанная скорость при взлете с пол- ной и неполной тягой одинакова); Vycpu.T — средняя вертикальная скорость на данном уча- стке при нормальном взлете с полной тягой; 1Л/ср.н.т — средняя вертикальная скорость на данном участ- ке при взлете с неполной тягой. Таким образом, из рассмотрения как прерванного, так и продолженного взлета выявляется существование как бы двух различных значений понятия критической скорости взлета. Одна из них — критическая скорость продолженного взлета, после до- стижения которой взлет может быть продолжен, несмотря на от- каз одного из двигателей, вторая — критическая скорость пре- рванного взлета, до достижения которой взлет может быть без- опасно прерван. В некоторых работах (см., например, [19]) эти характерные значения скорости называют соответственно первой и второй кри- тическими скоростями, а участки пути, пройденные самолетом на разбеге от момента трогания с места до достижения указанных критических скоростей,— соответственно первой и второй крити- ческой длиной пути самолета на разбеге. На рис. 75 схематически показаны зависимости, связывающие скорость на разбеге с пройденным самолетом расстоянием в слу- чае прерванного и продолженного взлета. Значения nepiBoft и второй критических скоростей разбега обычно располагаются где-то между нулевой скоростью и ско- ростью отрыва, хотя, как было сказано, существуют легкомотор- ные самолеты, которые в условиях эксплуатации на больших аэродромах способны прекратить взлет даже после отрыва — произвести посадку и закончить пробег в пределах располага- емой длины летной полосы. Однако рассматривать такой случай как сколько-нибудь характерный все же не приходится. Если величины обеих критических скоростей равны между со- бой, то взлет называется сбалансированным. Соответственно называется сбалансированной и потребная для безопасного осу- ществления такого взлета дистанция. В этом случае критическая скорость, определяемая пересечением кривых LnpOA и /.ПреРв (рис. 76), разграничивает области обязательного прекращения взлета 157 (при VOTKУкр). Дистанция сбалансированного взлета имеет решаю- щее значение при определении соответствия некоторого конкрет- ного аэродрома требованиям эксплуатации самолета определен- ного типа (при заданном весе и заданных метеоусловиях). Но на практике сбалансированная длина летной полосы мо- жет отличаться (точнее, почти всегда отличается) от фактически располагаемой. Если фактическая длина больше сбалаНСИрОВаН- fl/^ -/ '-ВПП^КПБ ^J /. ,- _ / Vacn ^ 9 ^ -f X * 1 ^•прерв •' Рис. 75. Изменение скорости V по пройденному пути L в случае отказа двигателя на разбеге при прерван- ном и продолженном взлете ной (Ь\ Расп>?сб), то, как видно из рис. 76, вместо одного един- ственного значения скорости возникает некоторый диапазон ско- ростей AVi, в пределах которого возможно как прекращение, так и продолжение взлета. Разумеется, при отказе двигателя в пределах этого диапазо- на, т. е. при наличии возможности свободного выбора, правиль- ное решение единственное: взлет должен быть прекращен. При- няв последнее положение, мы тем самым приходим к однознач- ному толкованию понятия критической скорости взлета 1/ьф как наибольшей достигаемой в процессе взлета скорости, при кото- рой в случае отказа критического двигателя осуществимо как прекращение взлета в пределах располагаемой длины летной полосы, так и продолжение взлета. Именно это значение летчик должен твердо знать при каж- дом взлете (с данного аэродрома, при данных метеоусловиях, данном полетном весе самолета) и при отказе двигателя ранее достижения этого значения скорости во всех случаях прекра- щать, а после ее достижения — продолжать взлет. Однако сам факт наличия участка Д1Л свидетельствует об определенных резервах длины летной полосы, неиспользуемых в случае отказа двигателя на взлете самолета данного типа при 158 данном весе и данных значениях температуры и плотности воз- духа. Обратное положение имеет место, если фактическая распо- лагаемая длина полосы меньше сбалансированной (L2pacn<^c6)- ОТК Возможно только Возможно только прекращение взлета, продолжение взлета, ^/расп^сб р^ . h-f^ '^^S^%^$^^i кр S3 Возможно только Возможной \ возможно шльно прекращение прекращение \ Продолшние взлета и продолжение \ а,пгт„ взлета, \ **л<тц -Н Правильное решение: взлет прекращать LV2 \ ^расп^сб V////////, Возможно только I прекращение взлета, / Невозможно Возможно только / ^Возмомо только продолжение взлета, ни прекращение, ни продолжение взлета Рис. 76 К объяснению понятия о сбалансированном взле- те и возможных отклонениях от него Тогда скорость отказа, при которой еще возможно прекращение взлета, окажется меньше скорости, при которой уже возможно его продолжение. Иными славами, образуется диапазон скоро-. 159 стей А1/2, в пределах которого отказ двигателя поставил бы лет- чика в положение, весьма критическое: как прекращение, так и продолжение взлета были бы одинаково невозможны. Разуме- ется, при эксплуатации пассажирских, учебно-спортивных и дру- гих гражданских самолетов подобное положение считается кате- горически недопустимым. Если при расчете параметров предстоящего очередного взле- та выясняется, что на разбеге имеет место такой «безвыходный» участок, взлетный вес самолета должен быть уменьшен до ве- личины, обеспечивающей если не перекрытие, то, во всяком слу- чае, соприкосновение (в точке 1/кр) диапазонов скоростей воз- можного прекращения и возможного продолжения взлета. Здесь предполагается, что безопасное завершение прерван- ного взлета означает полную остановку в пределах располагае- мой длины летной полосы ?расш включающей в себя, кроме дли- ны ВПП Z-впп , также длину концевой полосы безопасности /,КПБ . Безопасное выполнение продолженного взлета предпола- гает отрыв на нормальной, установленной для данного самоле- та, скорости в пределах ВПП и наличие по крайней мере 4-мет- ровой высоты над кромкой полосы. Необходимо еще раз подчеркнуть, что расчет допустимого взлетного веса и критической скорости 'разбега должен выпол- няться применительно к данному аэродрому, при данных кон- кретных атмосферных условиях. Это необходимо потому, что ве- личина критической скорости разбега зависит не только от свойств самого самолета. Кроме учета изменений фактического взлетного веса, при определении указанных величин необходимо принимать во внимание длину и состояние поверхности аэро- дрома (коэффициент трения), а также уклон взлетной полосы, температуру воздуха, -скорость и направление ветра. При каж- дом изменении хотя бы одного из этих условий расчет критиче- ской скорости должен корректироваться. При расчете дистанции продолженного взлета с отказавшим критическим двигателем принято исходить из практически ре- альных условий выполнения такого взлета как по интервалу времени между отказом двигателя и началом активных дейст- вий экипажа для компенсации падения тяги (включение чрез- вычайного режима, ручное управление системами винтов и т. п.), так и по установленным значениям высоты начала уборки шас- си и параметрам работы силовой установки. Следует заметить, что указанные интервалы времени (чаще всего принимаемые равными 3—5 сек) относятся только к вме- шательству в управление силовой установкой и вспомогатель- ными системами самолета. Управление же траекторньш движе- нием самолета, в частности путевое, предполагается осущест- вляемым с обычными значениями запаздываний, характерными для рефлекторных действий летчика. В соответствии с этим па- рирование момента несимметричной тяги, начиная с подъема но- 160 сового колеса, и удержание самолета в пределах ширины ВПП должны обеспечшваться отклонением аэродинамических органов управления. После выход, а на высоту 10 м с безопасной скоростью У^ез следует участок начального набора высоты (до Я = 400 м), осо- бенности которогго излагаются ниже, в разд. 4 настоящей главы. 3. Запас угла отклонения руля направления на разбеге и после отрыва с несимметричной тягой. Намеренное введение несимметрии -тяги для парирования влияния бокового ветра на разбеге Недостаточноссть тяги, возникающая при отказе одного из двигателей, предоставляет собой не единственное возможное пре- пятствие для проодолжения взлета. Кроме этого существует опас- ность проявленная недостаточности управляемости в путевом от- ношении— отсутствия необходимого запаса отклонения руля направления. Эффективность руля, пропорциональная квадрату скорости, во врелмя разбега, особенно в его первой половине, от- носительно невеятика, тем более на самолетах с ТРД и ТВРД, у которых отсутствует обдувка оперения воздушной струей от вин- тов. Критическим двигателем на таких самолетах является рас- положенный на юаиболылем плече относительно плоскости сим- метрии. На винтовых самолетах (с ТВД или ПД) при определении критического двигателя приходится, как было сказано, учиты- вать и наличие заворачивающего момента от винтов, направлен- ного, как прави,шо, в сторону, обратную направлению их враще- ния. Поэтому, например, на самолетах Ил-18 и Аи-10 критиче- ским двигателем! является 4-й (внешний правый). Дополнительно осложняет пилотирование на взлете с отка- завшим двигателем боковой ветер, причем здесь существует на- ихудшее сочеташие отказавшего двигателя и направления боко- вого ветра — на! самолетах Ил-18 и Ан-10 это отказ критическо- го 4-го двигателя, при ветре справа. Таким образом, наличие и величина запаса отклонений руля направления на взлете с несимметричной тягой в ряде случаев прямо определя;ют (наряду с наличием энергетических резер- вов) возможность или невозможность осуществления такого взлета. Упоминавшеееся выше весьма эффективное средство уменьше- ния потребного отклонения руля направления, заключающееся в накренении самолета в сторону исправных двигателей, при дви- жении по земле .[неприменимо. Из других изгвестных средств путевого управления самолетом при движении п:о земле наилучшим как по -своей эффективно- сти, так и по отгсутствию вредного влияния на величину про- дольного ускорешия, является носовая управляемая тележка шас- 161 ^уветра ТТ^н' си. Это устройство может быть одинаково эффективно исполь- зовано для противодействия любому внешнему возмущению в путевой плоскости, т. е. не только несимметричному отказу дви- гателя, но и боковому ветру, неодинаковости коэффициентов сопротивления основных колес шасси (из-за неоднородности грунта, существенных различий давления в баллонах колес и т. д.). На рис. 77 показана схема управляющих сил при взлете с бо- ковым ветром. Как видно из рисунка, боковая сила трения но- сового колеса .Рн.к направлена так, что почти не дает составляющей по про- дольной оси самолета и, следователь- но, нужный момент в путевой плоско- сти получается практически без какого- либо ущерба для избытка тяги, а зна- чит, и для взлетных свойств самолета. На самолетах, не имеющих управ- ляемой носовой тележки, в случае от- каза одного из двигателей основным средством сохранения направления в первой половине разбега, пока не эффективен руль, остается подторма- живание (сила FO.K) одной из основных тележек шасси со стороны, противо- положной отказавшему двигателю. Однако это средство имеет сущест- венные недостатки. Во-первых, со- здается дополнительное сопротивле- ние, уменьшающее и без того пониженный избыток тяги. К тому же подтормаживание колес эффективно не во всех случаях: при скользкой (обледеневшей или мокрой) поверхности ВПП оно не обеспечивает удержания самолета от разворота. Эффективность действия управляемой передней тележки шасси в 'последнем слу- чае, правда, также несколько снижается, но не в такой степени, как эффективность торможения. Следует заметить, что как использование носовой тележки шасси, так и применение несимметричного торможения требуют выполнения разбега на всех стойках шасси. При разбеге с под- нятым носовым колесом торможение обычно невозможно или сильно затруднено, ибо создает пикирующий момент, который приводит к настолько резкому опусканию носовой тележки, что может быть опасным для прочности последней. По величине достигаемого путевого момента управляемая носовая тележка оказывается значительно эффективнее, чем не- симметричное подтормаживание колес. Величина путевого мо- мента, создаваемого полным торможением одного из основных колес шасси, обычно достигается при повороте носовой тележ- ки на угол, составляющий не более половины от предельного. .162 Рис. 77. Схема сил при путевом управлении на зе|мле: /—сила, приложенная к но- совой тележке шасси; 2—си- ла торможения основных колес Наконец, следует указать на то, что применение управляемой передней тележки обеспечивает существенно более высокую степень точности управления самолетом при движении по земле, в то время как использование подтормажиизания основных колес неизбежно имеет неравномерный, импульсный характер. В этом смысле управление самолетом при помощи передней тележки мо- жет быть по своей плавности уподоблено рулевому управлению автомобилем, а управление при помощи импульсного подторма- живания колес — управлению гусеничным трактором. Оценивая сказанное, следует иметь в виду, что на практике задача движения по земле с несимметричной тягой при малых скоростях (т. е. на начальной стадии разбега), как правило, во- обще не возникает: выше было показано, что во всех случаях отказа двигателя ранее достижения критической скорости един- ственно правильным решением является прекращение разбега и, следовательно, дальнейшее движение по земле будет проис- ходить в условиях тяги, близкой к симметричной, т. е. не тре- бующей применения каких-либо специальных мер для поддер- жания направления. В случае же отказа двигателя после дости- жения критической скорости эффективность руля направления обычно достаточна для обеспечения прямолинейности оставше- гося участка разбега и лишь в редких случаях (например, при сильном боковом ветре со стороны отказавшего двигателя) тре- бует незначительного дополнительного момента, который может быть создан носовой управляемой тележкой или небольшим под тормаживанием колес одной из основных стоек шасси. После отрыва с несимметричной тягой от земли летчик дол- жен быть готов к тому, чтобы парировать тенденцию к разворо- ту, вновь возросшую, несмотря на продолжающееся увели- чение скорости. Это малоизвестное и почти не освещенное в литературе явление зачастую воспринимается пилотом как не- ожиданное. На рис. 78 схематически показаны причины подобного явле- ния. Пока самолет разбегался по земле, боковая сила, возник- шая в результате отклонения руля направления, не могла сколь- ко-нибудь заметно увести самолет в сторону отказавшего дви- гателя, так как уравновешивалась боковой составляющей силы трения колес шасси о землю. Но с отрывом от земли колеса вы- ходят из контакта с грунтом, действие сил трения, естественно, прекращается и самолет под действием неуравновешенной боко- вой силы начинает скользить в сторону отказавшего двигателя в точности так же, как это имеет место во всяком полете с несим- метричной тягой без крена. При наличии скольжения возни- кает боковая аэродинамическая сила, приложенная позади цент- ра тяжести самолета и создающая таким образом дополнитель- ный момент, действующий в ту же сторону, что и момент не- симметричной тяги. Чтобы уравновесить этот дополнительный момент, приходится либо увеличить отклонение руля направле- 163 ния, либо накренить самолет на несколько градусов в сторону работающих двигателей. Незнание описанного явления может поставить пилота, взле- тающего с отказавшим боковым двигателем, в сложное положе- ние, причем как раз в тот момент, когда, как ему казалось, достаточность имеющегося запаса отклонений руля направле- ния для парирования разворота от несимметричной тяги выяви- лась уже с полной определенностью. -*5Мт^ ~^>Ф^ -^г*^2" г ,.О„„ JL±r^ Z/ * 7 ~~ fS//y///S///s W/SS////SSS/, *- т СШ ^«const h->- Отказ бокового двигателя на разбеге - Отрыв от земли tee к Рис. 78. К объяснению причин усиления тенденции к развороту после отрыва от земли при взлете с несим- метричной тягой После отрыва от земли самолета, взлетающего с несиммет- ричной тягой, в ряде случаев, кроме описанного усиления тен- денции к развороту, возможно и появление тенденции к накрене- нию. Знак и интенсивность этого накренения зависят главным образом от соотношения двух основных действующих на самолет поперечных моментов: — момента поперечной статической устойчивости ЛГ, = тРр?5Л стремящегося накренить самолет в сторону работающих двига- телей; — момента, вызванного прекращением обдувки некоторой части крыла струей от винта отказавшего двигателя. Данный момент, возникающий, естественно, только на самолетах с порш- невыми или турбовинтовыми двигателями, стремится накренить самолет в сторону отказавшего двигателя. Поэтому интенсивность и даже знак накренения (послед- нее— для винтовых самолетов) установить заранее в общем ви- де затруднительно. Это должно быть определено IB ходе летных испытаний самолета. Во всех случаях летчик должен иметь в 164 виду, что после отрыва особенно нежелательно накренение в сто- рону отказавшего двигателя (небольшой крен в сторону работа- ющих двигателей, как мы знаем, не только не опасен, но даже желателен в интересах противодействия скольжению). В заключение необходимо указать на необходимость при взлете с несимметричной тягой уверенного, без повторных каса- ний взлетной полосы колесами, отрыва от земли, так как вслед- ствие развивающегося в этом случае -скольжения подобные ка- сания произойдут со сносом относительно поверхности ВПП и повлекут за собой, с одной стороны, соответствующие нагрузки на шасси и, с другой стороны, создадут дополнительные импуль- сы крена на отказавший двигатель. Аналогично тому как это имело место в случае захода на по- садку, искусственное создание несимметричной тяги даже при полностью исправной силовой установке самолета может ока- заться неизбежным при взлете с боковым ветром. Как было указано выше, в связи с повсеместным переходом от грунтовых аэродромов к взлетно-посадочным бетонированным полосам взлет с боковым цетром стал в летной практике рас- пространен даже в большей степени, чем взлет в плоскости ветра. Основная особенность пилотажного характера, связанная со взлетом при боковом ветре, заключается в возникновении тен- денции самолета к развороту. В сущности данная тенденция представляет собой проявление бесспорно положительного свойства самолета, а именно — путевой устойчивости. Однако необходимо отличать путевую устойчивость при движении по земле от путевой устойчивости в полете. Значения обеих указан- ных характеристик могут различаться одна от другой, иногда на достаточно заметную величину, вследствие того, что среди путе- вых моментов, действующих на самолет при движении по земле, существует один, не влияющий на путевую устойчивость в поле- те, а именно — момент от сил боковой реакции колес шасси. У самолетов старых типов, имевших шасси с хвостовым ко- лесом, тенденция к развороту от бокового ветра проявлялась сильнее, чем у современных самолетов, имеющих шасси с носо- вым колесом, именно потому, что момент от сил боковой реак- ции колес относительно центра тяжести самолета в первом из упомянутых случаев действовал в том же направлении, что и момент статической путевой устойчивости, а во втором случае — в обратном направлении. У некоторых типов самолетов, например грузовых, имеющих специфическую форму фюзеляжа со срезанной снизу кормовой частью, точка приложения поперечной аэродинамической силы может оказаться даже влереди основных колес, в результате чего при разбеге с боковым ветром такой самолет, в отличие от подавляющего большинства других, будет проявлять тенденцию к развороту не в ту сторону, откуда дует ветер, а в обратную. 165 Как и парирование несимметрии тяги, вызванной отказом одного из двигателей, парирование бокового ветра на разбеге осуществляется лучше всего поворотной носовой тележкой. Од- нако в тех случаях, когда на самолете данного типа управление носовой тележкой отсутствует, а отклонение руля, особенно на первом этапе разбега, недостаточно эффективно, в распоряжении летчика остаются две возможности — несимметричное подтор- маживание основных колес и (на самолетах, силовая установ- ка которых состоит из двух или нескольких двигателей, доста- точно широко разнесенных относительно плоскости симметрии) несимметричное регулирование тяги силовой установки. Ответить на вопрос о том, какой из этих двух приемов более целесообразен в общем случае, справедливом для любого само- лета и всех условий разбега, невозможно. Основным фактором, определяющим ответ на данный вопрос в каждом конкретном случае, является относительный разнос внешних двигателей, а также главных колес шасси от плоскости симметрии самолета. Чтобы по возможности свести к минимуму потери взлетных характеристик (т. е. потери ускорения разбега), желательно получить путевой момент, необходимый для пари- рования разворота, ценой наименьших потерь в величине избыт- ка тяги, создающего это ускорение. Если внешние двигатели расположены дальше от плоскости симметрии, чем колеса шасси, то нужный путевой момент может быть получен за счет потери тяги внешнего подветренного дви- гателя на меньшую величину, чем потребная для создания та- кого же момента сила трения заторможенного колеса о землю (рис. 79). Поэтому у самолета, внешние двигатели которого раз- несены достаточно широко, а шасси, напротив, имеет сравнитель- но узкую колею, целесообразнее выдерживать направление на взлете, выводя крайний двигатель на взлетный режим с некото- рым запаздыванием по сравнению с остальными (если, повторя- ем, почему-либо невозможно пользоваться управляемой носовой тележкой). Напротив, у самолета, двигатели которого расположены вплотную к фюзеляжу (как, например, у 'пассажирских турборе- активных самолетов семейства «Ту») так, что даже при значи- тельном уменьшении тяги одного из них создать достаточно большой путевой момент затруднительно, а шасси, наоборот, имеет сравнительно широкую колею, целесообразнее поддержи- вать направление в начале взлета так же, как это делается на однодвигательных самолетах — подтормаживанием колес основ- ного шасси с нужной стороны. Правда, это общее правило — пользоваться той силой, кото- рая действует на наибольшем плече,— знает исключения. Так, при взлете со скользкого (например, обледеневшего или мокро- го) покрытия взлетно-посадочной полосы эффект подтормажива- ния колеса, даже расположенного на достаточно большом пле- 166 че, может оказаться недостаточ- ным. А при взлете с поверхности, имеющей неоднородный коэффи- циент трения (например, при че- редовании обледеневшей полосы с чистым бетоном или заснеженны- ми участками), использование колесных тормозов может выз- вать резкие, порой даже небезо- пасные броски самолета из сто- роны в сторону. Это заставляет в некоторых случаях отказы- ваться от использования тормозов главных колес как средства под- держания направления разбега даже на таких самолетах, на ко- торых это, вообще говоря, вы- годно с точки зрения наименьших потерь во взлетных качествах. С другой стороны, применяя для путевого управления на раз- беге неполное использование тяги одного из газотурбинных двига- телей, следует учитывать, что приемистость последних обычно значительно хуже, чем приемис- тость поршневых двигателей, и поэтому четкий маневр тягой, возможный на винтомоторных са- молетах, на самолетах реактив- ных достижим далеко не во всех случаях. Поэтому небольшие отклоне- ния в направлении разбега, пари- рование которых требует срав- нительно малых импульсов в пу- тевом отношении, иногда бывает более целесообразно выполнять небольшим подтормаживанием соответствующего колеса шасси, даже если оно расположено на меньшем плече, чем внешний дви- гатель. Однако указанные исключе- ния не отменяют сделанного ра- нее общего вывода: если почему- либо невозможно выдержать на- правление разбега при помощи U П<7 ЛР = СД?? Рис. 79. Получение на разбеге заданного значения путевого момеьта торможением колеса и снижением тяги крайнего двигателя: /—торможение колеса шасси; 2— уменьшение тяги одного (внешне- го) двигателя; 3—уменьшение тяги всех двигателей с одной стороны (М ветра— разворачивающий мо- мент ог бокового ветра; АР — вели- чина несимметрии тяги; F^ ^—тор- мозная сила; а—расстояние от пло- скости колеса до плоскости сим- метрии самолета; Ь—расстояние от оси двигателя до плоскости сим- метрии самолета) 167 основных средств путевого управления (руля направления и управляемой носовой тележки шасси) и приходится использо- вать средства, связанные с возникновением направленной против скорости продольной силы, то выбирать целесообразнее то из указанных средств, при котором эта сила действует на большем плече. 4. Начальный набор высоты. Уборка шасси и механизации крыла после взлета с неполной и несимметричной тягой. Отказ двигателя после отрыва от земли На дистанции продолженного взлета самолет осуществляет разбег, отрыв от земли и набор первых 10 м высоты одновре- менно с непрерывным разгоном, в результате которого скорость к моменту выхода на десятиметровое удаление от земли долж- на достигнуть значения Убез, обеспечивающего безопасное про- должение подъема. После этого вся свободная энергия (избыток мощности) работающей части силовой установки может быть в течение некоторого времени направлена на прирост лишь потен- циальной составляющей энергии летящего самолета, т. е. на на- бор высоты. Естественно, что угол наклона траектории получа- ется при этом более крутым, чем при наборе первых 10 м, когда энергия силовой установки расходовалась главным образом на прирост кинетической энергии самолета, т. е. на разгон. В ходе начального набора высоты самолет должен, оставив под собой приаэродромные препятствия, набрать над уровнем аэродрома несколько сот метров высоты (обычно принято счи- тать 400 м), перейти от взлетной конфигурации к полетной, при уборке механизации крыла соответственно увеличить скорость и, таким образом, оказаться полностью подготовленным к осущест- влению следующего этапа полета — установившегося подъема до заданной высоты. Переход от взлетной конфигурации к полетной состоит из двух основных элементов: уборки шасси и перевода механиза- ции крыла из взлетного положения в крейсерское (т. е. чаще всего в убранное). Вообще говоря, уборку шасси после продолженного взлета с неполной и несимметричной тягой целесообразно проводить как можно раньше — по возможности сразу после уверенного отры- ва от земли, как только будет полностью исключена вероятность повторного касания взлетной полосы колесами, т. е. на высоте 3—5 м. Причина подобного пожелания очевидна: чем раньше будет убрано шасси, тем скорее самолет избавится от некоторой доли аэродинамического сопротивления, что равнозначно увеличению избытка тяги, столь необходимого в подобной ситуации. Однако данное общее правило также знает исключения. В ча- стности, у некоторых типов самолетов аэродинамическое сопро- 168 тивление шасси в процессе уборки или выпуска оказывается вьь ше. чем в полностью выпущенном положении. Это имеет место в тех случаях, когда во время уборки колесо или вся тележка шасси -поворачивается относительно направления набегающего потока так, что обтекание нарушается в еще большей степени, чем имело место до начала уборки шасси. Иногда подобное же явление может вызываться тем, что створки, закрывающие гнез- да шасси как в выпущенном, так и в убранном положении по- следнего, в ходе самой уборки или выпуска открываются, чтобы пропустить стойку с колесами соответственно в гнездо или из него. Во всех подобных случаях летные данные самолета, взлетаю- щего с неполной тягой (вертикальная скорость, ускорение раз- гона и т. д.), во время уборки шасси могут оказаться еще хуже, чем в полете с выпущенным шасси. В качестве примера можно привести самолет Ту-104, у которого при взлете с одним рабо- тающим двигателем скороподъемность в интервале между де- сятой и тридцать пятой — сороковой секундами периода уборки шасси оказывается в среднем на 0,5—0,6 м/сек меньше, чем при таком же взлете с полностью выпущенным шасси [14]. В подобных случаях сразу после отделения от земли убирать шасси не следует, отложив это до прохождения препятствий на границе аэродрома и достижения самолетом достаточной ско- рости. Уборка закрылков также уменьшает аэродинамическое со- противление, но одновременно уменьшает и подъемную силу. Поэтому пользоваться уборкой закрылков в интересах улучше- ния характеристик взлета с неполной тягой следует с большой осторожностью. На некоторых типах самолетов уборка закрылков происхо- дит в относительно быстром темпе и влечет за собой так назы- ваемую просадку, т. е. временное уменьшение вертикальной ско- рости подъема или даже небольшое снижение. На таких само- летах уборку закрылков, особенно при взлете с неполной и не- симметричной тягой, следует производить, строго соблюдая уста- новленные по данным летных испытаний значения минимально допустимой высоты (100 м или др.)- Кроме того, эффективным средством парирования просадки является «импульсная» — осу- ществляемая в несколько приемов с интервалами между ними — уборка закрылков. Во всех случаях даже временное снижение при взлете с неполностью работающей силовой установкой дол- жно быть безусловно исключено: угол наклона траектории ни- где не должен принимать отрицательное значение. Как уже указывалось выше, для облегчения продолженного взлета с отказавшим двигателем в ряде случаев нормальное взлетное отклонение закрылков сознательно устанавливается меньше оптимального. При этом на каждом нормальном взлете траекторные характеристики самолета в какой-то степени ухуд- 169 шаются, но зато обеспечивается большая степень безопасности в расчетном случае — при выполнении продолженного взлета с от- казавшим критическим двигателем. В результате иногда ока- зывается возможным даже повысить взлетный вес самолета, за- частую лимитируемый именно данным расчетным случаем. Для самолетов, у которых уборка механизации крыла не вле- чет за собой просадки, в сущности, нет принципиальных осно- ваний для ограничения минимально допустимой высоты выпол- нения данной операции. Но, тем не менее, подобные /ограниче- ния существуют из соображений минимальной нагрузки внима- ния летчика какими бы то ни было дополнительными операция- ми на малой высоте, особенно при выполнении такого сложного маневра, как продолженный взлет с отказавшим двигателем. Убирая шасси и закрылки, летчик должен продолжать вни- мательно контролировать остальные элементы пилотирования — парировать тенденции к крену и развороту, а также тщательно следить за скоростью полета, потеря которой в условиях взлета с неполной и несимметричной тягой особенно опасна и в то же время более вероятна, чем при взлете с исправной силовой уста- новкой. Преодоление препятствий после взлета с неполной и несим- метричной тягой (как, впрочем, и в нормальном взлете) требу- ет прежде всего не достижения наибольшей возможной верти- кальной скорости Vyf а достижения наибольшего возможного уг- ла траектории подъема 0 (разумеется, при соблюдении условия УЖбез)- При взлете с неполной тягой угол подъема будет существен- но меньше обычного. Необходимо учитывать это и во избежание опасной потери скорости ни в коем случае не пытаться вывести самолет на привычный летчику нормальный угол подъема за счет увеличения угла тангажа. Сказанное в полной мере относится и к взлету с полностью исправной силовой установкой, при котором также не следует злоупотреблять чрезмерными углами подъема, имея в виду, что отказ двигателя, случившийся на этапе начального набора вы- соты, при большом угле тангажа влечет за собой особо интен- сивное снижение скорости, вплоть до полной ее потери и свали- вания, вывести из которого самолет при отсутствии запаса вы- соты практически невозможно. Разумеется, противодействовать потере скорости можно (и нужно) путем немедленного уменьшения угла подъема сразу после того, как обнаружатся первые же признаки отказа двига- теля. Однако данные действия, даже при безукоризненно чет- ком выполнении, оказываются полностью эффективными не при любом исходном значении угла подъема. Как^было показано В. Ф. Болотниковым [1], существует не- который диапазон режимов подъема, в пределах которого даже 170 Отгаз силовой устзновги. мгновенные, выполненные лри нулевом запаздывании, действия летчика не обеспечивают предотвращения потери скорости. Физическая причина существования подобных критических значений, угла подъема заключается в том, что самолет, наби- рающий высоту при некотором значении вертикальной скорости, как и всякое тело, обладающее определенной массой, не может быть мгновенно переведен на некоторый другой режим полета, при котором имеет место другое значение верти- кальной скорости. В первый момент вре- мени после уменьшения тяги, самолет, как схема- тически показано на рис. 80, будет двигаться по не- которой криволинейной траектории, продолжая (хотя и с интенсивным затуханием вертикальной скорости) набирать вы- соту, а значит, одновре- менно терять скорость. Приведенный пример от- носится к однодвигатель- ному самолету, т. е. к слу- чаю полной потери тяги при отказе двигателя на наборе высоты. Однако и при частичном отказе си- ловой установки и соот- Рис. 80. Движение самолета после отка- за двигателя на подъеме ветственно этому при не полном исчезновении, а лишь уменьшении тяги, новое значение вертикальной скорости установившегося подъема, даже оставшись положительным по знаку, разумеется, резко уменьшится по своей абсолютной величине. Перейти на это новое значение Vy самолет мгновенно не может. Поэтому сделанные выше выводы сохраняют свое значение и для нашего случая. Гарантировать от попадания в подобное опасное положение может только запас как по скорости, так и по углу набора, а также, разумеется, четкие действия летчика, энергично (при пе- регрузке, существенно меньшей, чем единичная) переводящего самолет после отказа двигателя в новое пространственное по- ложение, соответствующее установившемуся полету ори новом, уменьшившемся значении тяги. Сказанное, вообще говоря, справедливо для подъема самоле- та на любой высоте, но имеет особое значение на взлете как вви- ду особой опасности потери скорости и сваливания вблизи зем- 171 ли, так и потому, что в других полетных случаях подъем с малой скоростью и на больших углах наклона траектории практически не применяется. В свете сказанного тенденция выполнять подъем сразу после взлета на повышенных углах наклона траектории и соответст- венно на больших углах тангажа, наметившаяся в последнее вре- мя в зарубежной практике, требует осторожного отношения. Причина, толкающая на подобную манеру пилотирования, за- ключается прежде всего в стремлении уже -в пределах непосред- ственно прилегающей к аэродрому зоны подняться достаточно высоко с целью снижения шума при полете над населенными пун- ктами, лежащими далее на пути самолета. Проблема эта явля- ется одной из наиболее серьезных в практике летной эксплуата- ции современных самолетов. Для оценки придаваемого ей значе- ния достаточно указать на применение в ряде случаев такого, казалось бы чрезвычайного приема, как выполнение, с целью снижения шума, начального набора высоты при неполной тяге силовой установки. С увеличением высоты пролета над местностью шум самоле- та существенно снижается, и, с этой точки зрения, крутой подъ- ем на взлете имеет определенные преимущества. Однако при рассмотрении данного вопроса нельзя упускать из вида, что, как было показано, в этом случае сильно сужаются возможности противодействия опасным последствиям возможного отказа од- ного из двигателей. Не исключено, что некоторые зафиксирован- ные в периодической печати аварийные случаи на взлете (на- пример, известная катастрофа американского самолета Бо- инг-707 в 1962 году в Париже), возможно, не имели бы места, если бы набор высоты производился более полого. 5. Особый случай отказа двигателя на взлете в области второго режима полета Выше было показано, что в области второго режима полета может существовать диапазон скоростей, в пределах которого при отказе двигателя потребная для горизонтального полета тя- га превышает располагаемую и, следовательно, горизонтальный полет невозможен, хотя при несколько больших скоростях само- лет данного веса в данной конфигурации и при данной тяге об- ладает способностью лететь без снижения. Во взлетной конфигурации самолета — при выпущенном шасси и отклоненной механизации крыла — существование по- добного опасного участка более вероятно, чем в полетной кон- фигурации. Представим себе, что частичный отказ силовой установки произошел на взлете в момент, когда самолет имел скорость V\ (рис. 81). Избыток мощности при этой скорости отрицателен, и, следовательно, дальнейший разгон самолета невозможен. Если 172 в распоряжении летчика нет средств немедленного увеличения избытка мощности (например, пут^м форсирования оставшихся исправных двигателей или быстрой уборки шасси), то в подоб- ной ситуации не остается ничего Иного, как вновь подвести са- молет к земле — точнее, не препятствовать его снижению — и произвести посадку прямо перед собой. При всей рискованности подобной посадки она все же представляет меньшую опасность по сравнению с попытками принудительно удерживать самолет //"< Область A/V V), PH = /(Y, V, тн), P8=/(Y, V, тэ) и прочие ос- новные величины, характеризующие поведение самолета в уста- новившемся полете при различных конфигурациях и разной сте- * Рис. 85 заимствован из труда М. Г. Котика, А. В. Павлова, И. М. Паш- ковского, Н. Г. Щитаева [7], содержащего подробное изложение методики лет- ных испытаний самолетов, в том числе при неполной и несимметричной тяге. 185 пени несимметрии тяга, на основании которых могут быть уста- новлены границы возможностей самолета в этих случаях и вы- браны оптимальные режимы полета и приемы пилотирования, позволяющие наиболее рациональным образом эти возможности использовать. Определение характеристик неустановившегося движения в момент одностороннего отказа двигателя производится с соблю- дением указанной выше последовательности с таким расчетом, чтобы завершить данную серию испытательных режимов ими- Еыкяючен правый двигатель э иск ооо Симметричная тяга двигателей *00 выключен правый* Т° двигатель ••• Выключен левь/и двигатель лем/магатплгпраьй двигатель О I Тсек ..^Выключен правый двигатель П------- ,V в) ГГ0 тв т° ТЭ'ТН тн,Г3 ?нА ТЭ';ТН Г JLJg^-fy *нЧхг^7Г\ ?нв/7;т=0 *э1 Ъ-о;г=о нтах „*р~~Укн/час frTfF? Lnmai этаг ^этаг Укм/час t сек Рис. 85. Схема обработки полетных записей для определения основных ха- рактеристик установившегося полета двухдвигательного самолета с не- симметричной тягой тацией резкого выключения критического двигателя при полной тяге силовой установки и скорости V= 1,2ч-1,4Vm-m с париро- ванием возникшего возмущенного движения через заданное чис- ло секунд (обычно 5) или достижении предельно допустимого угла крена. Это время (А^ТПред или Д^р пред) и принято считать основной количественной характеристикой движения самолета в данном случае. Одновременно должны быть определены и зна- чения бн, бэ, Рш -°э, потребные для париройания летчиком на- кренения и заброса по курсу. 186 К числу неустановившихся режимов полета с несимметрич- ной тягой, параметры которых должны быть определены в лет- ных испытаниях, относятся и развороты как в сторону работаю- щих, так и отказавших двигателей, с креном, не превышающим установленный Ymax и обеспечивающим соблюдение условия Vy>0. Особое место в испытаниях самолета в полете с несимметрич- ной тягой занимают прерванные и продолженные взлеты. Из- лишне говорить, что эти задания, особенно продолженные взле- ты, должны выполняться лишь после завершения полного обсле- дования самолета по всем прочим пунктам программы данных испытаний, в частности после надежного установления значений Vy=f(V), 6H=/(V), Pnr=Q=f(V) с неработающим критическим двигателем во взлетной конфигурации самолета. Моменты имитации отказа критического двигателя при вы- полнении серии прерванных и продолженных взлетов должны постепенно сдвигаться ьо встречных направлениях, т. е. на пре- рванных взлетах — от малых скоростей разбега к большим, а на продолженных — от режима установившегося подъема к точ- ке отрыва и далее к еще меньшим скоростям, при которых са- молет еще разбегается по земле. Предел уменьшения скорости отсечки двигателя в последнем случае может быть установлен явлениями двоякого рода: чрезмерным ростом дистанции про- долженного взлета или чрезмерным значением бн и Рн, по- требными для удержания самолета от разворота. В интересах более надежного определения зависимости УКр от G, LBnn и других влияющих на данную величину параметров желательно, чтобы в ходе испытаний было получено пересечение кривых ?=/(Уотк) для прерванных и продолженных взлетов. Все элементы испытаний самолета в полете с несимметрич- ной тягой должны сопровождаться развернутыми качественны- ми оценками летчиков. Это необходимо как для формулировки практических рекомендаций по пилотированию во всех много- образных случаях полета с отказавшими боковыми двигателями, так и для подтверждения того, что ни в одном из них управле- ние самолетом не требует «исключительного мастерства и чрез- мерного напряжения внимания». ЛИТЕРАТУРА 1. Болот (Ников В. Ф., О безопасности режимов набора высоты, «Ве- стник Воздушного Флота», 1939, № 8. 2. Ведров В. С., и Тайц М. А., Летные испытания самолетов, Оборонгиз, 1951. 3. Г алла и М. Л., О сравнительной количественной оценке безопас- ности полета самолетов различных схем в случае частичного отказа их сило- вых ..установок, Труды Высшего авиационного училища ГВФ, № 8, Л., 1960. / х ( 4. Т а л л а и М. Л., Полет самолета с неполной и несимметричной тя- гои>чад-во Аэрофлота, 1961. 5. Г е р а т ев о л ь 3., Психология человека IB полете, ИЛ, 1956. 6. Клячкин А. Л., Приложение теории вероятностей к анализу отка- зов двигателей на многодвигательных самолетах, Труды Рижского института ГВФ, вып. 40, 1964. 7. KOTIHK М. Г., Павлов А. В., Паш ков с к и и И. М., Щ и- т а е в Н. Г., Летные испытания самолетов, «Машиностроение», 1968. 8. Лебедев А. А., Стражева И. В., Сахаров Г. И., Аэро- механика самолета, Оборо'нлиз, 1955. 9. Л е б е д е в Н. В., Особенности пилотирования самолета «Петляков-2», ЦАГИ, 1943, 10. О сто ел а в ск и и И. В., Аэродинамика самолета, Оборонгиз, 1957. 11. О хо иск и и А. И., Обучение одномоторному полету на самолете Ил-14 «Гражданская авиация», 1958, № 1. 12./Пышно!В В. С., Поведение самолета при внезапной остановке бо- кового'мотора, НИИ ВВС КА, 1942. 13. Розен б лат М. В., Авторотация воздушных винтов газотурбин- ных двигателей, «Гражданская авиация», 1958, № 12. 14. Розен блат М. В., Пилотирование самолета Ту-104 с одним ра- ботающим двигателем, «Гражданская авиация», 1957, № 9. 15. Седов Г. А., Скорость и высота, «Вестник Воздушного Флота», 1959, № 8. 16. Сифоров В. И., О методах расчета надежности систем, содержа- щих большое число элементов, Известия АН СССР, ОТН, № 6, 1954. 17. Ушаков С. Ф., Десять часов за линией фронта, «Авиация и кос- монавтика», 1966, № 6. 188 18. Хм е л ын и цки и П. и Левию Д., Когда работают три двигате- ля, «Гражданская авиация», 1967, № 1. 19. Честное А. В. Летная эксплуатация самолета, Воениздат, 1962. 20. Interavia, № 3897, Air letter, 1958. 21. Юмашев А. Б., «В высоком полете», Сб. «Командарм крылатых», изд-во «Лиесма», Рига, 1967. 22. Airplane Airworthiness (transport categories), «Federal Aviation Agensy», USA, 1962. 23. International standards, Airworthiness of aircraft, Annex 8 to the con- vention on international civilaviation, Fifth edition—april 1962, International civil aviation organization. ОГЛАВЛЕНИЕ Стр. Предисловие . . . . ..........3 Введение ....... . ...... 5 Глава I. Вероятностные характеристики полета с неполной и несиммет- ричной тягой на самолетах различных схем...... 9 1. Влияние общего (п) и критического (m) чисел двигателей на вероятность вынужденного прекращения полета.....9 2. Вероятность полета с неполной и несимметричной тягой . . 18 Глава II. Возмущенное движение самолета после нарушения симмет- ричности тяги...............22 1. Момент несимметричной тяги. Реакция летчика.....22 2. Скольжение, вызванное отказом бокового двигателя, и его влия- ние на движение самолета ..........27 3. Уравнения бокового возмущенного движения самолета . 31 4. Коэффициенты поперечной и путевой статической устойчивости и их влияние на движение самолета с несимметричной тягой. За- висимость поперечной аэродинамической силы от скольжения 33 5. Демпфирование крена и рыскания. Влияние угловой скорости крена на момент рыскания и угловой скорости рыскания на мо- мент крена (перекрестные вращательные производные) ... 47 6. Особенности поведения самолетов с турбовинтовыми двигателя- ми при отказе бокового двигателя. Явление обратной тяги . .51 7. Особенности поведения самолета со стреловидным крылом после отказа бокового двигателя. Явление обратной реакции по крену на скольжение.............55 8. Оптимальные приемы пилотирования при неожиданном отказе бокового двигателя ........... 59 Глава III. Установившийся полет с неполной и несимметричной тягой 65 1. Изменение летных характеристик самолета в полете с неполной тягой. Диапазон скоростей, скороподъемность, потолок ... 65 2. Дальность полета с неполной тягой........73 3. Первый и второй режимы полета на самолетах с ПД, ТРД и ТВД. Полет с неполной и несимметричной тягой на первом и втором режимах . , ......76 4. Возможные режимы установившегося полета с несимметричной тягой. Полет без крена со скольжением.......84 5. Полет с креном без скольжения. Потребный угол крена . . 90 6. Полет со скольжением и креном в сторону работающих двига- телей. Потребное отклонение руля направления. Сравнение раз- личных способов полета с несимметричной тягой . ... 94 7. Индикация скольжения в полете с симметричной и несимметрич- ной тягой.............101 8. Навигационные элементы полета с несимметричной тягой . . 107 9. Маневр в полете с неполной и несимметричной тягой. Развороты в сторону работающих и неработающих двигателей. Изменение поступательной скорости полета. Влияние несимметрии тяги на продольную устойчивость и балансировку......108 Глава IV. Заход на посадку и посадка с неполной и несимметричной тягой....., .......119 1. Диапазон скоростей и вертикальная скорость в полете с непол- ной и несимметричной тягой при посадочной конфигурации само- лета ..............119 2. Расчет на посадку с неполной и несимметричной тягой. Боковые отклонения от плоскости посадочной полосы. Запас угла откло- нения руля направления при подтягивании......121 3. Заход на посадку с неполной и несимметричной тягой при боковом ветре. Намеренное введение несимметрии тяги для парирова- ния влияния бокового ветра..........130 4. Уход с неполной и несимметричной тягой на второй круг . . 138 5. Пробег после посадки с неполной и несимметричной тягой . . 143 Глава V. Взлет с неполной и несимметричной тягой .... 146 1. Общая характеристика взлета с неполной и несимметричной тя- гой. Два способа пилотирования на разбеге и их сравнение в случае отказа двигателя . ......... 146 2. Дистанция прерванного взлета. Дистанция продолженного взле- та с неполной и несимметричной тягой. Критическая скорость разбега (первая и вторая) ......... 152 3. Запас угла отклонения руля направления на разбеге и после отрыва с несимметричной тягой. Намеренное введение несиммет- рии тяги для парирования влияния бокового ветра на разбеге 161 4. Начальный набор высоты. Уборка шасси и механизации крыла после взлета с неполной и несимметричной тягой. Отказ двига- теля после отрыва от земли........, 168 5. Особый случай отказа двигателя на взлете в области второго режима полета............172 6. Набор высоты с неполной и несимметричной тягой до первого разворота ...... ....... 174 7. Преднамеренный взлет с неполной и несимметричной тягой . . 176 Глава VI. Общие требования к характеристикам полета гражданских самолетов с неполной и несимметричной тягой......178 1. Основные положения Норм летной годности, регламентирующие поведение самолета при частичных отказах силовой установки 178 2. Элементы летных испытаний самолетов с неполной и несиммет- ричной тягой..............182 Литература...............188